DE60310577T2

DE60310577T2 - Lenkhilfesystem für höhe und horizontalgeschwindigkeit, senkrechte zur vertikalen eines flugzeugs und damit ausgestattetes flugzeug

Info

Publication number: DE60310577T2
Application number: DE60310577T
Authority: DE
Inventors: Nicolas Franceschini; Franck Ruffier; Stephane Viollet; Marc Boyron
Original assignee: Centre National de la Recherche Scientifique CNRS
Current assignee: Centre National de la Recherche Scientifique CNRS
Priority date: 2002-09-16
Filing date: 2003-08-29
Publication date: 2007-04-26
Anticipated expiration: 2023-08-30
Also published as: US7440826B2; FR2844607A1; US20060138277A1; ATE349036T1; FR2844607B1; EP1540436A1; WO2004025386A1; CA2498779A1; DE60310577D1; JP2005538884A; JP4377332B2; IL167382A; AU2003278230A1; EP1540436B1; ZA200502033B

Description

Die Erfindung betrifft ein Steuerungshilfssystem für Höhe und Horizontalgeschwindigkeit, senkrecht zur Vertikalen eines Luftfahrzeugs.
Unabhängig davon, welches Luftfahrzeug benutzt wird, ist es heutzutage notwendig, Kollisionen mit dem Boden zu verhindern. Der Pilot muss demnach Höhe und Horizontalgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs permanent kontrollieren und steuern. Hierzu kann er auf die Nickbewegung des Luftfahrzeugs und/oder auf die von den Auftriebsmitteln des Luftfahrzeugs entwickelte Kraft Einfluss nehmen.
Mit Nickbewegung ist hier die Winkelbewegung des Luftfahrzeugs um eine als seine Querachse definierte Achse bezeichnet, d. h. um eine Achse, die senkrecht zu der Achse, um die die Rollbewegungen erfolgen, und zu der Achse ist, um die die Drehbewegungen in der waagrechten Ebene stattfinden.
Die Nickbewegung und die von den Auftriebsmitteln entwickelte Kraft sind beides Parameter, die die Höhe und die Horizontalgeschwindigkeit verändern. Für das Steuern eines Luftfahrzeugs werden somit zahlreiche Unterrichtsstunden benötigt, um das notwendige Fingerspitzengefühl für das gleichzeitige Steuern dieser beiden Parameter zu erwerben. Um den Piloten beim Steuern dieser beiden Parameter zu unterstützen, wurden Systeme zur automatischen Steuerung vorgeschlagen. Diese Systeme können den Piloten allerdings nur in bestimmten Steuerphasen unterstützen, wie beispielsweise beim stationären Flugzustand oder beim Kreuzflug in großer Höhe, und sind außerdem kompliziert, schwer und kostspielig und benötigen viel Platz. Sie weisen im Allgemeinen nämlich mindestens eine erste Angleichungsschleife für das Steuern der Höhe und eine zweite Angleichungsschleife für das Steuern der Horizontalgeschwindigkeit auf. Die Bildung dieser Angleichungsschleifen ist kompliziert, da sich eine Einwirkung auf die Horizontalgeschwindigkeit auf die Höhe auswirkt und umgekehrt.
Beispiele für vorhandene Systeme sind beispielsweise in den Dokumenten US 4,748,569 A , US 3,927,306 A , US 4,628,155 A oder auch in folgendem Artikel zu finden: „Multi-sensor data fusion for helicopter guidance using neuro-fuzzy estimation algorithms ", DOYLE R.S. et al, Systems, Man and Cybernetics, 1995. Intelligent Systems for the 21st Century, IEEE International Conference on Vancouver.
Die Erfindung soll diesem Nachteil abhelfen, indem ein einfacheres Steuerungshilfssystem für Höhe und Horizontalgeschwindigkeit vorgeschlagen wird.
Die Erfindung betrifft somit ein Steuerungshilfssystem für Höhe und Horizontalgeschwindigkeit, senkrecht zur Vertikalen eines Luftfahrzeugs, wobei die Höhe und die Horizontalgeschwindigkeit gesteuert werden, indem die Nickbewegung des Luftfahrzeugs und/oder die durch Auftriebsmittel dieses Luftfahrzeugs entwickelte Kraft verändert wird,
dadurch gekennzeichnet, dass es umfasst:

– eine Messvorrichtung, die dafür vorgesehen ist, ein Messsignal in Abhängigkeit von gleichzeitig sowohl der Höhe des Luftfahrzeugs als auch der Horizontalgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs auszugeben,
– ein- und denselben vorgegebenen Referenzwert für die Höhe und die Horizontalgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs, wobei dieser Wert unabhängig ist von den Veränderungen des Messsignals, und
– Mittel, die eine Schleife bilden zur Angleichung des Signals an den Referenzwert, wobei diese Mittel dafür vorgesehen sind, die Nickbewegung und/oder die von Auftriebsmitteln entwickelte Kraft automatisch zu verändern, um das Messsignal an den Referenzwert anzugleichen.

Das oben genannte Steuerungshilfssystem regelt und steuert die Nickbewegung und/oder die durch Auftriebsmittel entwickelte Kraft anhand eines einzigen Signals, das gleichzeitig sowohl von der Höhe als auch von der Horizontalgeschwindigkeit abhängt. Um sowohl die Höhe als auch die Horizontalgeschwindigkeit eines Luftfahrzeugs automatisch zu steuern, ist somit, im Gegensatz zu den vorhandenen Systemen, nur eine einzige Angleichungsschleife erforderlich. Das hier beschriebene System ist somit einfacher als die bekannten Systeme.
Entsprechend weiteren Merkmalen eines Systems gemäß der Erfindung:

– umfassen die Mittel, die eine Angleichungsschleife bilden:
– eine Einheit zur Steuerung entweder nur der Nickbewegung oder nur der von den Auftriebsmitteln entwickelten Kraft in Abhängigkeit eines Eingangsbefehls und
– einen Substrahierer, der dafür vorgesehen ist, den Eingangsbefehl ausgehend von der Differenz zwischen dem Signal und dem Referenzwert zu bilden derart, dass diese Differenz ausgeglichen wird,
– ist das Messsignal repräsentativ für den Quotienten aus der Horizontalgeschwindigkeit geteilt durch die Höhe des Luftfahrzeugs,
– umfasst die Messvorrichtung:
– einen ersten und einen zweiten Messfühler, die jeweils in der Lage sind, die Veränderungen eines Merkmals der überflogenen Fläche zu messen, wobei die Ziellinie des Messfühlers jeweils um einen Winkel ΔΦ winkelversetzt ist zu der des anderen Messfühlers, derart, dass der erste und der zweite Messfühler nacheinander ein- und dieselbe Veränderung bei der Bewegung des Flugzeugs messen, und eine Verarbeitungseinheit, mit der das Zeitintervall ΔT gebildet wird, das sich zwischen der Messung einer derartigen Veränderung durch den ersten Sensor und der Messung eben dieser Veränderung durch den zweiten Sensor ergibt, und die als Messsignal ein Signal ausgibt, dessen Wert eine absteigende, gleichförmige Funktion des gebildeten Zeitintervalls ist,
– ist das von der Verarbeitungseinheit ausgegebene Signal als Messsignal repräsentativ für den Quotienten aus der relativen Winkelverschiebung ΔΦ der Ziellinien geteilt durch das gebildete Zeitintervall ΔT,
– ist das Merkmal die Intensität einer elektromagnetischen Abstrahlung in einem Spektralbereich, der sich zwischen dem Ultraviolett und den von der überflogenen Fläche ausgesendeten Millimeterwellen befindet,
– ist der erste und der zweite Sensor jeweils ein Fotosensor.
– sind der erste und der zweite Sensor mit einer automatischen Vorrichtung zur Aufrechterhaltung der konstanten Ausrichtung jeder der Ziellinien relativ zur Senkrechten des Luftfahrzeugs verbunden,
– ist bei einem Luftfahrzeug, bei dem die durch die Auftriebsmittel entwickelte Kraft verändert wird durch Veränderung eines kollektiven Schritts eines oder mehrerer Rotoren, wobei dieser kollektive Schritt steuerbar ist, die Steuereinheit dafür vorgesehen, den kollektiven Schritt zu steuern, um die von den Auftriebsmitteln entwickelte Kraft zu steuern,
– ist bei einem Luftfahrzeug, bei dem die durch die Auftriebsmittel entwickelte Kraft verändert wird durch Veränderung der Drehgeschwindigkeit eines Rotors, wobei diese Drehgeschwindigkeit steuerbar ist, die Steuereinheit dafür vorgesehen, die Drehgeschwindigkeit zu steuern, um die von den Auftriebsmitteln entwickelte Kraft zu steuern,
– ist bei einem Luftfahrzeug, bei dem die Nickbewegung verändert wird in Abhängigkeit von der Position eines steuerbaren Tiefenruders, die Steuereinheit dafür vorgesehen, die Position des Tiefenruders zu steuern.

Gegenstand der Erfindung ist ferner ein Luftfahrzeug, dadurch gekennzeichnet, dass es ein Steuerungshilfssystem entsprechend der Erfindung aufweist.
Die Erfindung lässt sich besser beim Lesen der folgenden Beschreibung verstehen, die lediglich als Beispiel unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen dient, von denen:
1 eine schematische Darstellung der Architektur eines Helikopters ist, der mit einem Steuerungshilfssystem entsprechend der Erfindung versehen ist,
2 eine schematische Darstellung eines Reglers für die Höhe und Horizontalgeschwindigkeit des Helikopters der 1 ist und
3 eine schematische Darstellung der Architektur eines Flugzeugs ist, das mit einem Steuerungshilfssystem entsprechend der Erfindung versehen ist.
1 zeigt ein Hilfssystem 2 zur Steuerung der Höhe und der Horizontalgeschwindigkeit eines Luftfahrzeugs für den speziellen Fall, dass es sich bei dem Luftfahrzeug um ein Drehflügelflugzeug, hier einen Helikopter 4, handelt, der mit Hilfe einer Steuereinheit 6 ferngesteuert ist.
Der Helikopter 4 ist mit einem Roter 10 versehen, der mittels eines Rotors 12 eines Motors 14 zur Drehung angetrieben wird. Die Drehgeschwindigkeit des Rotors 12 ist in Abhängigkeit eines Sollwerts für die Geschwindigkeit steuerbar, derart, dass die Drehgeschwindigkeit des Rotors 10 verändert wird.
Der Helikopter 4 weist ferner einen Mechanismus 16 auf zur Steuerung der Nickbewegung des Helikopters in Abhängigkeit eines Sollwerts für die Nickbewegung. Dieser Mechanismus 16 ist dafür vorgesehen, die Drehachse des Rotors 10 relativ zur horizontalen Richtung zu neigen, derart, dass eine Horizontalbeschleunigung erzeugt wird, die ungleich Null ist. Der Begriff „horizontal" bezeichnet hier eine zu der Senkrechten oder Lotrechten des Helikopters 4 senkrechte Richtung.
Der Mechanismus 16 ist hier mit einem Funkempfänger 18 verbunden, der davor vorgesehen ist, einen von der Steuereinheit 6 übermittelten Sollwert für die Nickbewegung zu empfangen und den empfangenen Sollwert für die Nickbewegung an den Mechanismus 16 auszugeben.
Der Helikopter 4 weist ferner einen Regler 20 für die Höhe und die Horizontalgeschwindigkeit des Helikopters auf, der mit einer Messvorrichtung 22, einem Sensor 24 für die Drehgeschwindigkeit des Rotors 12 und einem einzigen Sollwert 26 für die Höhe und die Horizontalgeschwindigkeit verbunden ist.
Die Messvorrichtung 22, oder der Bewegungsmelder 22, ist dafür vorgesehen, ein Signal an den Regler 20 auszugeben, das sowohl von der Höhe als auch von der Horizontalgeschwindigkeit des Helikopters 4 abhängt. Diese Messvorrichtung 22 ist bekannt und soll hier nur kurz beschrieben werden. Um weitere Informationen über diese Vorrichtung 22 zu erhalten, kann sich der Leser beispielsweise auf die untenstehenden Arbeiten beziehen:

– Blanes, C.: "Appareil visuel élémentaire pour la navigation "à vue" d'un robot mobile autonome", DEA de neurosciences, Université d'Aix-Marseille II, 1986,
– Blanes, C.: "Guidage visuel d'un robot mobile autonome d'inspiration bionique", Thèse de doctorat de l'Institut Polytechnique, Grenoble, 1991.

Die Messvorrichtung 22 weist beispielsweise lediglich zwei Fotosensoren 30 und 32, die dafür vorgesehen sind, jeweils die Lichtstärke an einem einzigen Punkt der im Laufe der Bewegungen des Helikopters 4 überflogenen Fläche zu messen. Diese Fotosensoren 30 und 32 sind richtungsabhängig und jeweils einer einzigen Ziellinie 34 bzw. zugeordnet, die beide in Richtung der überflogenen Fläche ausgerichtet sind. Zielpunkte 38 und 40, die jeweils am Schnittpunkt der Ziellinien 34 bzw. 36 und der überflogenen Fläche positioniert sind, repräsentieren diejenigen Punkte, an denen die von der überflogenen Fläche diffundierte oder emittierte Lichtstärke gemessen wird.
Jeder Zielpunkt entspricht im Wesentlichen einem Pixel eines Fotos der überflogenen Fläche, das in derselben Höhe aufgenommen wird. Die Ziellinien 34 und 36 befinden sich in derselben zur Querachse, um die die Nickbewegung des Helikopters 4 erfolgt, senkrechten Ebene. Außerdem sind diese Ziellinien 34 und 36 zueinander um einen konstanten Winkel ΔT winkelversetzt. Dieser Winkel ΔT ist so gewählt, dass die Lichtstärke an einem beliebigen Punkt der überflogenen Fläche, die vom Sensor 32 gemessen wird, einige Augenblicke später oder einige Augenblicke früher auch vom Sensor 30 gemessen wird, je nachdem, ob der Helikopter sich vorwärts oder rückwärts bewegt.
Hier ist die Ziellinie 34 vertikal, während sich die Ziellinie 36 weiter vorn in Richtung der horizontalen Bewegung des Helikopters 4 befindet, die in 1 über einen Pfeil 42 dargestellt ist.
In 1 ist der Zielpunkt 40 hier für den vereinfachten Fall dargestellt, dass er auf eine unvermittelte sprunghafte Veränderung 44 der Lichtstärke trifft, beispielsweise die Grenze zwischen einer hellen Fläche und einer dunkleren Fläche. Die vom Fotosensor 32 gemessene Veränderung der Lichtstärke, die dieser sprunghaften Veränderung 44 entspricht, ist in 1 über ein Signal in Form von absteigenden Treppenstufen dargestellt, deren absteigende Stirnfläche der Grenze zwischen der helleren Fläche und der dunkleren Fläche entspricht.
Auf ähnliche Fläche ist der Zielpunkt 38 in dem Augenblick dargestellt, in dem, nachdem der Helikopter sich in der Richtung des Pfeils 42 bewegt hat, dieser letzte auf die gleiche sprunghafte Veränderung der Lichtstärke 44 trifft. Die vom Fotosensor 30 in diesem Augenblick gemessene Veränderung der Lichtstärke ist in 1 über ein Signal 48 dargestellt, das mit dem Signal 46 identisch ist. Das Zeitintervall zwischen dem Augenblick, in dem der Fotosensor 32 die Veränderung 44 misst, und dem Augenblick, in dem der Fotosensor 30 dieselbe sprunghafte Veränderung 44 misst, wird mit ΔT vermerkt und ist in 1 über einen Pfeil dargestellt, der die absteigenden Stirnflächen der Signale 46 und 48 trennt.
In 1 ist die Höhe H des Helikopters 4 über einen Pfeil dargestellt, der den Zielpunkt 38 und den Fotosensor 30 voneinander trennt.
Die mit den Fotosensoren 30 und 32 verbundene Messvorrichtung 22 weist einen Rechner 50 oder eine Verarbeitungseinheit 50 auf, der bzw. die dafür vorgesehen ist, das Signal in Abhängigkeit sowohl von der Höhe als auch von der Horizontalgeschwindigkeit des Helikopters 4 an den Regler 20 auszugeben. Der Rechner 50 ist hier dafür vorgesehen, das Zeitintervall ΔT zwischen dem Augenblick, in dem einer der Sensoren 30, 32 eine sprunghafte Veränderung der Lichtstärke misst, und dem Augenblick, in dem der andere Sensor dieselbe sprunghafte Veränderung misst, zu bilden und das dem Verhältnis ΔΦ/ΔT entsprechende Signal an den Regler 20 auszugeben. Dieses Signal ΔΦ/ΔT wird im Wesentlichen durch die folgende Relation beschrieben:
wobei V die Horizontalgeschwindigkeit des Helikopters 4 ist.
Bei kleinen Winkeln ΔΦ zwischen den Ziellinien 34, 36 ergibt sich: ΔΦ/ΔT ≅ V/H[rad/s]
In der nachfolgenden Beschreibung ist dieses Signal ΔΦ/ΔT als Winkelgeschwindigkeit bezeichnet. Dies ist die mittlere relative Geschwindigkeit (ausgedrückt in Radianten pro Sekunde) eines Helligkeitssprungs zum Boden aus der Sicht des Schnittpunkts der optischen Achsen der Fotosensoren 30 und 32.
Bei der hier beschriebenen Ausführungsform sind die Fotosensoren 30 und 32 mit einer Vorrichtung 52 verbunden zur Aufrechterhaltung der konstanten Position der Ziellinien 34 und 36 relativ zur Senkrechten des Helikopters 4, und zwar unabhängig von der Nickbewegung des Helikopters. Diese Vorrichtung 50 ist beispielsweise mit Hilfe eines Vertikalkreisels oder eines Horizontaldetektors 54 gebildet, der an einen Stellantrieb 56 angeschlossen ist.
Der Kreisel oder der Horizontaldetektor 54 ist dafür vorgesehen, ein Signal an den Stellantrieb 56 auszugeben, das diesem anzeigt, wo sich die Senkrechte befindet.
Der Stellantrieb 56 ist dafür vorgesehen, die Fotosensoren 30 und 32 als Reaktion auf dieses Signal in eine Drehbewegung zu versetzen, derart, dass die Ziellinie 34 auf der Senkrechten ausgerichtet gehalten wird. Die über diese Fotosensoren 30 und 32 erfolgten Messungen sind somit von der Nickbewegung des Helikopters 4 unabhängig.
Der mit dem Regler 20 verbundene Sollwert 26 ist ein Sollwert für die Winkelgeschwindigkeit. Wenn der Helikopter sich mit einer konstanten Geschwindigkeit V vorwärts bewegt, gibt der Sollwert 26 somit eine relativ zur überflogenen Fläche konstante Höhe H vor. Diese vorgegebene Höhe kann als „Sicherheitshöhe" angesehen werden, da sie umso mehr zunimmt, als das Fahrzeug an Geschwindigkeit gewinnt. Der Sollwert 26 ist hier konstant und unabhängig von Schwankungen des von der Messvorrichtung 22 ausgegebenen Signals.
Der Regler 20 ist bei dieser Ausführungsform einzig dazu bestimmt, die Drehgeschwindigkeit des Rotors 12 so zu steuern, um eine dem Sollwert 26 entsprechende Höhe beizubehalten. Dieser Regler 20 wird im Hinblick auf 2 beschrieben.
Die Steuereinheit 6 umfasst ein Bedienelement 60 zur Steuerung der Nickbewegung des Helikopters 4, das mit einem Funksender 62 verbunden ist, der dazu bestimmt ist, den Sollwert für die Nickbewegung entsprechend der Position des Bedienelements 60 an den Empfänger 18 des Helikopters 4 zu übertragen.
In 2 ist ein Blockschaltbild dargestellt, das dem Steuerungshilfssystem der 1 entspricht. In diesem Blockschaltbild tragen diejenigen Blöcke, die den im Hinblick auf 1 bereits beschriebenen Elementen entsprechen, dieselben Referenzzeichen.
Ein Block 70, der den Motor 14, den Mechanismus 16 zur Steuerung der Nickbewegung und den Rotor 10 umfasst, nimmt zwei Eingangsbefehle 80 und 82 auf, die dem vom Empfänger 18 übertragenen Sollwert für die Nickbewegung bzw. dem vom Regler 20 an den Motor 14 übertragenen Sollwert für die Rotorgeschwindigkeit entsprechen. Dieser Block 70 weist ferner einen Ausgang 84 auf, der die Höhe und die Horizontalgeschwindigkeit des Helikopters 4 repräsentiert, die sich in Abhängigkeit von den Eingangsbefehlen 80 und 82 ergibt. Dieser Eingang 84 ist über einen mit gepunkteten Linie dargestellten Pfeil mit der Messvorrichtung 22 verbunden, um anzugeben, dass es sich bei den von der Messvorrichtung 22 gemessenen Wert um diese Höhe und diese Horizontalgeschwindigkeit handelt.
Die Messvorrichtung gibt die gemessene Winkelgeschwindigkeit an einem Eingang 88 des Reglers 20 aus.
Der Regler 20 weist einen weiteren Eingang 90 auf, über den er den Sollwert 26 für die Winkelgeschwindigkeit empfängt.
Der Regler 20 weist einen Substrahierer 94 auf, der mit einer Einheit 96 zur Steuerung der Geschwindigkeit des Rotors 12 verbunden ist, die, wenn sie mit der Messvorrichtung 22 verbunden sind, eine einzige Schleife für die Angleichung der Winkelgeschwindigkeit des Helikopters 4 an den Sollwert 26 bilden.
Der Substrahierer 94 ist hier dafür vorgesehen, die Differenz zwischen der gemessenen Winkelgeschwindigkeit, die über den Eingang 88 empfangen wurde, und dem Sollwert 26, der über den Eingang 90 empfangen wurde, zu bilden, um ein Signal für die Steuerung der Einheit 96 zu erzeugen. Zu diesem Zweck weist der Substrahierer 94 einen Minuspol, der mittels eines Skalierungsblocks 98 an den Eingang 90 angeschlossen ist, einen Pluspol, der direkt mit dem Eingang 88 verbunden ist, und einen Ausgang auf, der mit dem Eingang eines Reglers 100 mit Proportional- und Differentialwirkung, oder PD-Regler, verbunden ist. Dieser Regler 100, der vor der Schleife zur Angleichung der Winkelgeschwindigkeit angeordnet ist, ist bekannt und auf herkömmliche Weise so eingestellt, dass er das System stabilisiert, indem er dessen Dynamik verbessert.
Der Regler 100 arbeitet einen Sollwert für die Geschwindigkeit des Rotors 12 aus, der verwendet wird, um die Differenz zwischen dem Sollwert 26 für die Winkelgeschwindigkeit und der gemessenen Winkelgeschwindigkeit auszugleichen. Der Sollwert für die Geschwindigkeit des Rotors 12 ist an einen Eingang 104 der Steuereinheit 96 angeschlossen.
Die Steuereinheit 96 ist dafür vorgesehen, die Geschwindigkeit des Rotors 12 an den am Eingang 104 empfangenen Sollwert anzupassen.
Die Steuereinheit 96 weist zu diesem Zweck eine zweite Angleichungsschleife auf, die mittels eines Substrahierers 110 und eines Reglers 112 mit Proportional-, Integral- und Differentialwirkung, oder PID-Regler, gebildet ist.
Der Substrahierer 110 ist dafür vorgesehen, die Differenz zwischen dem Sollwert für die Geschwindigkeit, der am Eingang 104 empfangen wurde, und der Geschwindigkeit des Rotors 12, die vom Sensor 24 gemessen wurde, zu bilden. In 2 ist dieser Sensor 24 an einen Ausgang des Blocks 70 angeschlossen, und zwar über eine gepunktete Linie, um anzugeben, dass dieser Sensor die effektive Geschwindigkeit des Rotors 12 misst.
Ein Ausgang des Substrahierers 110 gibt das der Differenz zwischen dem Sollwert für die Rotorgeschwindigkeit und seiner gemessenen Geschwindigkeit entsprechende Signal am Eingang des PID-Reglers 112 aus.
Der PID-Regler 112 ist bekannt und auf herkömmliche Weise so eingestellt, dass er die Schleife zur Angleichung der Geschwindigkeit des Rotors 12 stabilisiert und die Dynamik dieser Schleife verbessert. Ein Ausgang dieses Reglers 112 ist mit dem Eingang des Motors 14 verbunden und bildet die Geschwindigkeitssteuerung 82.
Der Regler 20 und die Messvorrichtung 22 sind auf herkömmliche Weise mittels bekannter elektronischer Komponenten gebildet. Die verwendeten elektronischen Komponenten sind auf vorteilhafte Weise zusammengefasst, so dass sie einen geringeren Platzbedarf und ein geringeres Gewicht, in der Größenordnung von Dezigrammen, aufweisen.
Nun soll die Funktionsweise des in den 1 und 2 beschriebenen Helikopters 4 beschrieben werden.
Während des Betriebs des Reglers 20 können zwei Situationen auftreten.
Die erste Situation entspricht dem Fall, in dem die von der Messvorrichtung 22 gemessene Winkelgeschwindigkeit höher als der Sollwert 26 ist. In dieser Situation ist die vom Substrahierer 94 zwischen der gemessenen Winkelgeschwindigkeit und dem Sollwert 26 gebildete Differenz positiv. Diese positive Differenz entspricht, nachdem sie vom Regler 100 korrigiert wurde, einem Sollwert für das Ansteigen der Drehgeschwindigkeit des Rotors 12, der an den Eingang 104 der Steuereinheit 96 übertragen wird. Als Reaktion auf diesen Sollwert für das Ansteigen der Geschwindigkeit des Rotors 12 steuert die Steuereinheit 96 den Motor 14 derart, dass die Drehgeschwindigkeit des Rotors 12 ansteigt und diese Geschwindigkeit über die Angleichungsschleife, die von dem Sensor 24, dem Substrahierer 110 und dem Regler 112 gebildet ist, an den am Eingang 104 empfangenen Sollwert für die Geschwindigkeit angeglichen wird. Eine Erhöhung der Drehgeschwindigkeit des Rotors 12 führt zu einem nennenswerten Gewinn an Höhe, begleitet von einer leichten Erhöhung der Horizontalgeschwindigkeit des Helikopters 4. Daraus ergibt sich insgesamt eine Verminderung der von der Messvorrichtung 22 gemessenen Winkelgeschwindigkeit. Auf diese Weise verringert sich die Differenz zwischen dem Sollwert 26 und der gemessenen Winkelgeschwindigkeit, was sich über eine Verminderung des Sollwerts der Rotorgeschwindigkeit niederschlägt, der an den Eingang 104 übertragen wird. Diese über die Schleife erfolgende Korrektur der Rotorgeschwindigkeit wird solange fortgeführt, bis sich ein stationärer Flugzustand einstellt.
Beim stationären Flugzustand ist die gemessene Winkelgeschwindigkeit im Wesentlichen konstant und entspricht dem Sollwert 26 für die Winkelgeschwindigkeit.
In der umgekehrten Situation, in der die gemessene Winkelgeschwindigkeit unter dem Sollwert 26 liegt, ist die vom Substrahierer 94 gebildete Differenz somit negativ. Diese negative Differenz entspricht, nachdem sie vom Regler 100 korrigiert wurde, einem Sollwert für das Absinken der Drehgeschwindigkeit des Rotors 12, der an den Eingang 104 der Steuereinheit 96 übertragen wird. Als Reaktion auf diesen Sollwert für das Absinken der Geschwindigkeit des Rotors steuert die Steuereinheit 96 den Motor 14 und vermindert die Drehgeschwindigkeit des Rotors 12. Eine Verminderung der Drehgeschwindigkeit des Rotors 12 führt zu einem nennenswerten Verlust an Höhe, begleitet von einer leichten Verminderung der Horizontalgeschwindigkeit des Helikopters 4. Daraus ergibt sich insgesamt eine Erhöhung der von der Vorrichtung 22 gemessenen Winkelgeschwindigkeit. Diese Erhöhung der gemessenen Winkelgeschwindigkeit schlägt sich in einer vom Substrahierer 94 gebildeten Differenz nieder, die im Verhältnis zwar kleiner, aber immer noch negativ ist. Diese neue, vom Substrahierer 94 gebildete Differenz schlägt sich in einem Befehl zur Verminderung der Geschwindigkeit des Rotors 12, die im Verhältnis kleiner ist, und somit in einer Verminderung der Geschwindigkeit des Rotors 12 nieder, die kleiner ist, um schrittweise zu einem stationären Flugzustand zurückzugelangen, der einer gemessenen Winkelgeschwindigkeit entspricht, die im wesentlichen konstant ist.
Auf diese Weise werden dank einer einzigen Schleife zur Angleichung der Winkelgeschwindigkeit des Helikopters 4, die von der Messvorrichtung 22, dem Substrahierer 94, dem Regler 100 und der Steuereinheit 96 gebildet ist, die Höhe und die Horizontalgeschwindigkeit des Helikopters 4 automatisch gesteuert.
Das Verfahren zum Steuern des mit dem Regler 20 versehenen Helikopters 4 läuft folgendermaßen ab. Das Verfahren beginnt mit der Initialisierung des Sollwertes 26, beispielsweise bei der Installation des Reglers 20 im Helikopter 4. Dieser Sollwert 26 wird einmal initialisiert und bei den Operationen für die Navigation des Helikopters 4 nicht mehr verändert.
Anschließend stellt ein Bediener erstmals Auftrieb für den Helikopter 4 her. Beispielsweise setzt ein Bediener den Motor 14 in Gang, was im Falle des Helikopters 4 dazu führt, dass der Helikopter 4 entlang seiner Senkrechten abhebt. Anschließend sendet der Bediener mit Hilfe der Steuerungseinheit 6 einen Sollwert für die Nickbewegung an den Helikopter 4. Als Reaktion auf diesen Sollwert versetzt der Mechanismus 16 den Rotor 10 aus der horizontalen Position, in der er sich befand, heraus in eine gegenüber dieser Waagrechten leicht geneigte Position.
Sobald der Rotor 10 gegenüber der Waagrechten leicht geneigt ist und der Helikopter 4 begonnen hat, sich in horizontaler Richtung zu bewegen, läuft die anschließende Folge von Operationen für das Abheben des Helikopters 4 dank des Reglers 20 vollkommen automatisch ab, ohne dass der Bediener erneut eingreifen muss. Gleich nach dem Abheben nimmt die Horizontalgeschwindigkeit des Helikopter 4 nämlich schneller zu, als er an Höhe gewinnt; die von der Messvorrichtung 22 ausgegebene Winkelgeschwindigkeit ist somit höher als der Sollwert 26. Unter diesen Umständen steuert der Regler 20, wie oben beschrieben, den Motor 14 derart, dass die Drehgeschwindigkeit des Rotors 12 ansteigt und der Helikopter 4 somit an Höhe gewinnt, bis sich ein stationärer Flugzustand einstellt.
Wenn sich dieser stationäre Flugzustand eingestellt hat, entspricht der Sollwert 26 solange einer konstanten Höhe und einer konstanten Horizontalgeschwindigkeit, wie der Sollwert für die Nickbewegung durch den Bediener nicht verändert wurde, die überflogene Fläche eben ist und die Horizontalgeschwindigkeit des Helikopters nicht beeinträchtigt wird.
Wenn der Helikopter 4 ein Hindernis überfliegt, das eine Erhebung bildet, nimmt die scheinbare Höhe H ab, was sich in einer Erhöhung der gemessenen Winkelgeschwindigkeit niederschlägt. Folglich erhöht der Regler 20 die Drehgeschwindigkeit des Rotors 12, derart, dass die Höhe zunimmt und dass somit die vorgegebene Winkelgeschwindigkeit 26 wieder erreicht wird. Nach einer kurzen Übergangsphase überfliegt der Helikopter 4 somit das eine Erhebung bildende Hindernis und behält gegenüber diesem Hindernis dennoch eine konstante Höhe bei. Wenn der Helikopter eine Senke überfliegt, gewinnt er auf ähnliche Weise an Höhe, was sich in einer Verminderung der gemessenen Winkelgeschwindigkeit niederschlägt, und der Regler 20 steuert dann eine Verminderung der Geschwindigkeit des Rotors 12 und somit eine Verringerung der Höhe H, um den Sollwert 26 wieder zu erreichen.
Somit ermöglicht es der hier beschriebene Regler 20, die Höhe des Helikopters 4 automatisch an die Oberflächengestalt der überflogenen Flächen anzupassen. Insbesondere wird jegliche Kollision mit einem darunter liegenden Hindernis automatisch verhindert.
Nun soll nicht die Höhe des Helikopters 4 durch äußere Elemente beeinträchtigt werden, sondern seine Horizontalgeschwindigkeit. Dies ist beispielsweise der Fall, wenn die Horizontalgeschwindigkeit des Helikopters 4 durch Rückenwind ansteigt, der in Richtung des Pfeils 42 bläst, was sich in einer Erhöhung der gemessenen Winkelgeschwindigkeit niederschlägt, die zu einer Erhöhung der Geschwindigkeit des Rotors 12 durch den Regler 20 führt. Somit gewinnt der Helikopter 4 bei Rückenwind automatisch an Höhe, wodurch sich seine Navigationssicherheit auf ein Maximum erhöht. Je höher nämlich die Horizontalgeschwindigkeit eines Helikopters ist, um zu schwieriger ist es für ihn, in der Nähe befindlichen Hindernissen auszuweichen. Daher ist es hier von Interesse, automatisch eine Sicherheitshöhe zu schaffen, die umso größer ist, je höher die Geschwindigkeit liegt.
Im gegenteiligen Fall, das heißt, wenn der Helikopter Gegenwind ausgesetzt ist, nimmt seine Horizontalgeschwindigkeit ab, was einer Verminderung der gemessenen Winkelgeschwindigkeit entspricht. Der Regler 20 steuert dann automatisch den Motor 14, derart, dass die Drehgeschwindigkeit des Rotors 12 abnimmt, was sich in einem Verlust an Höhe niederschlägt. Auf diese Weise verringert der Hubschrauber 4 bei starkem Gegenwind gleichzeitig seine Horizontalgeschwindigkeit und seine Höhe, was dazu führen kann, dass er landet. Eine derartige Landung ist nicht gefährlich, da sie in dem Augenblick, indem der Boden erreicht wird, mit einer Horizontalgeschwindigkeit gleich Null erfolgt.
Die von der Vorrichtung 22 gemessene Winkelgeschwindigkeit kann letztlich auch aus einem Eingriff seitens des Bedieners resultieren. Beim Navigieren kann der Bediener beispielsweise beschließen, den Sollwert für die Nickbewegung schrittweise mit Hilfe der Steuereinheit 6 zu verändern. Wenn er beispielsweise die Neigung des Rotors 10 relativ zur Waagrechten erhöht, führt dies gleichzeitig zu einer Erhöhung der Horizontalgeschwindigkeit des Helikopters und zu einem Verlust an Höhe, d. h. im Wesentlichen zu einer Erhöhung der gemessenen Winkelgeschwindigkeit. Folglich steuert der Regler 20 unter diesen Umständen den Motor 14 derart, dass die Geschwindigkeit des Rotors 12 steigt, was vor allem dazu führt, dass der Helikopter 4 an Höhe gewinnt, bis er den ursprünglichen Sollwert 26 für die Winkelgeschwindigkeit erreicht.
Im gegenteiligen Fall, d. h. wenn der Bediener einen Sollwert für die Nickbewegung vorgibt, um den Rotor in die Waagrechte zurückzubringen, nimmt die Horizontalgeschwindigkeit ab, und der Regler 20 senkt dann automatisch die Geschwindigkeit des Rotors, so dass die Höhe bis zu einem Wert Null abnimmt, wenn die Horizontalgeschwindigkeit des Helikopters 4 gleich Null ist. Der Bediener führt somit eine Landung des Helikopters 4 durch, indem er einzig dessen Nickbewegung steuert.
Auf diese Weise vereinfacht das System 3 die Steuerung eines Helikopters erheblich, da der für die Steuerung zuständige Bediener nur noch einen einzigen Parameter – hier die Nickbewegung des Helikopters – steuern muss, um zu landen, abzuheben, zu beschleunigen oder zu verlangsamen.
In 4 ist ein Hilfssystem 150 für die Steuerung der Höhe und der Horizontalgeschwindigkeit eines herkömmlichen Flugzeugs 152 dargestellt. Dieses Flugzeug 152 ist mit einem Propeller 156 versehen, der Flügeln zugeordnet ist und durch einen Motor 158 zur Drehung angetrieben ist, dessen Drehzahl einstellbar ist.
Das Flugzeug 152 weist ferner ein in der Drehung verstellbares Tiefenruder 162 auf, das dazu bestimmt ist, die Nickbewegung des Flugzeugs zu steuern. Dieses Ruder 162 wird über ein Ruderbetätigungselement 164 betätigt, das mit einem Hebel 166 zur Steuerung des Tiefenruders versehen ist, das sich im Cockpit des Flugzeugs befindet. Ein Sensor 170 zur Erkennung der Position des Ruders 162 ist ebenfalls mit diesem Ruder 162 verbunden, um die Positionsangleichung vorzunehmen.
Das Flugzeug 152 ist schließlich mit einem Regler 178 versehen, der mit dem Sensor 170, dem Betätigungselement 164, einer Messvorrichtung 180 und einem konstanten Sicherheitssollwert 182 verbunden ist.
Die Messvorrichtung 180 ist mit der Messvorrichtung in 1 identisch.
Der Sollwert 182 ist konstant und ist auf einen Wert initialisiert, der einer Sicherheitshöhe entspricht, unter die das Flugzeug 152 nicht sinken darf, wenn seine Geschwindigkeit höher als eine gefährliche Geschwindigkeit ist. Dieser Sollwert entspricht einem konstanten Wert der Winkelgeschwindigkeit.
Der Regler 178 ist dafür vorgesehen, das Tiefenruder 162 automatisch zu steuern, um automatisch die Höhe und die Horizontalgeschwindigkeit des Flugzeugs zu steuern. Dieser Regler 178 ist beispielsweise mit dem Regler 20 in 1 identisch, mit Ausnahme der Tatsache, dass er erst dann aktiviert wird, wenn die von der Vorrichtung 180 gemessene Winkelgeschwindigkeit den Sollwert 182 übersteigt.
Bei dieser Ausführungsform bleibt der Regler 178 solange inaktiv, wie die von der Vorrichtung 180 gemessene Winkelgeschwindigkeit kleiner als der Sollwert 182 ist, und der Pilot steuert die Drehzahl des Propellers 156 und das Tiefenruder 162 allein.
Bei einem eine Erhebung bildenden Hindernis in der Flugbahn des Flugzeugs nimmt die Höhe H oberhalb des Hindernisses gegenüber ihrer vorherigen Höhe abrupt ab, während die Horizontalgeschwindigkeit des Flugzeugs im Wesentlichen konstant bleibt. Dies entspricht einer plötzlichen Erhöhung der Winkelgeschwindigkeit. Wenn die Winkelgeschwindigkeit den Sollwert 182 übersteigt, übernimmt der Regler 178 die Kontrolle über das Flugzeug und steuert das Tiefenruder 162 automatisch. Da die Winkelgeschwindigkeit des Flugzeugs höher ist als der Sollwert 182, steuert der Regler 178 das Tiefenruder derart, dass die Winkelgeschwindigkeit reduziert wird. Hierbei steuert der Regler 178 somit das Betätigungselement 164, um das Tiefenruder in Richtung Himmel zu drehen, was dazu führt, dass das Flugzeug an Höhe gewinnt und sich seine Horizontalgeschwindigkeit vermindert. Die gemessene Winkelgeschwindigkeit nimmt nun aus diesem zweifachen Grund ab. Anschließend steuert der Regler das Ruder 162, um die gemessene Winkelgeschwindigkeit an den Sollwert 182 anzupassen.
Solange, wie der Pilot die Steuerung des Flugzeugs nicht wieder übernimmt, bringt der Regler 178 das Flugzeug mit Hilfe des Systems 150 in eine sichere Höhe und verhindert jegliche Kollision mit Hindernissen.
Um die Steuerung des Flugzeugs 152 wieder zu übernehmen, muss der Bediener anschließend Operationen durchführen, die dazu führen, dass die Winkelgeschwindigkeit unter den Sollwert 182 sinkt. Beispielsweise betätigt der Pilot den Betätigungshebel, derart, dass das Flugzeug an Höhe gewinnt oder dass die Drehzahl des Propellers 156 abnimmt. Sobald die Operationen seitens des Piloten dazu geführt haben, dass die gemessene Winkelgeschwindigkeit unter dem Sollwert 182 liegt, wird der Regler 178 erneut deaktiviert, um dem Piloten die Steuerung des Flugzeugs zu überlassen.
Bei dieser Ausführungsform wird das Steuerungshilfssystem 150 somit als Sicherheitssystem verwendet, um eine Kollision des Flugzeugs mit dem Boden zu verhindern.
Das System in 1 wurde für den speziellen Fall beschrieben, das der Regler 20 die Geschwindigkeit des Rotors 12 steuert, derart, dass die gemessene Winkelgeschwindigkeit an einen Sollwert angeglichen wird. Alternativ ist der Regler 20 dafür vorgesehen, die Nickbewegung des Luftfahrzeugs automatisch zu steuern, derart, dass die gemessene Winkelgeschwindigkeit an einen Sollwert angeglichen wird. Bei dieser Variante sind die Mittel, die eine Angleichungsschleife bilden, mit denen in 1 identisch, mit Ausnahme der Einheit 96 zur Steuerung der Geschwindigkeit des Rotors, die durch eine Einheit zur Steuerung der Nickbewegung des Luftfahrzeugs ersetzt wird. Bei dieser Variante besteht die Steuerung des Luftfahrzeugs durch einen Bediener darin, dass Sollwerte für die Drehgeschwindigkeit des Rotors und nicht mehr Sollwerte für die Nickbewegung ausgegeben werden.
Die Beschreibung des Systems ist für den vereinfachten Fall von unmittelbaren sprunghaften Veränderungen 44 der Lichtstärke erfolgt, die von der überflogenen Fläche diffundiert wird. In Wirklichkeit treten an Stelle dieser sprunghaften Veränderungen 44 schrittweise Veränderungen der Lichtstärke auf, die von der überflogenen Fläche diffundiert werden. In diesem Fall erfolgen die Veränderungen der von den Fotosensoren gemessenen Lichtstärke schrittweise und entsprechen einem Gradienten oder Veränderungsgrad des gemessenen Merkmals.
Das Beispiel für eine Vorrichtung zum Messen der Winkelgeschwindigkeit wurde hier für den speziellen Fall beschrieben, dass sie nur zwei Fotosensoren aufweist. Alternativ weist die Vorrichtung zum Messen der Winkelgeschwindigkeit jedoch mindestens drei Fotosensoren auf, so dass die Messgenauigkeit erhöht und das Sichtfeld vergrößert wird. Diese Fotosensoren können zu einer Leiste oder Matrix fotosensibler Elemente gehören.
Um auf der Flugbahn des Luftfahrzeugs befindliche Hindernisse vorwegzunehmen, sind die Ziellinien 34 und 36 der Fotosensoren alternativ beide zur Vorderseite des Luftfahrzeugs hin geneigt, so dass die Zielpunkte 38 und 40 mehr in dessen Bewegungsrichtung ausgerichtet sind. Bei dieser Variante wird somit ein Hindernis schneller erkannt, und der Regler reagiert früher.
Das Steuerungshilfssystem wurde hier einzig für den Fall eines Helikopters oder eines Flugzeugs beschrieben. Ein derartiges Steuerungssystem ist jedoch auf jedes beliebige System anwendbar, das dafür vorgesehen ist, sich oberhalb einer Fläche zu bewegen, ohne diese direkt zu berühren. Das hier beschriebene System ist beispielsweise dafür vorgesehen, die Steuerung oder Fernsteuerung verschiedener Fahrzeuge zu unterstützen, wie beispielsweise Luftschiffe, Heißluftballons, jede Art von Helikoptern, die mit einem oder mehreren Rotoren versehen sind, jede Art von Flugzeugen und von Drohnen- und Mikrodrohnenträgern. Dieses System ist ferner dafür vorgesehen, die Steuerung von U-Booten und von bemannten oder unbemannten Raumschiffen zu unterstützen. Bei U-Booten bezieht sich die Höhe auf den Boden des wässrigen Mediums eines Meeres, eines Sees oder eines Flusses, während sich die Höhe bei Raumschiffen auf dessen Entfernung zu einem Weltraumobjekt wie beispielsweise einem Planeten, einem (natürlichen oder künstlichen) Satelliten, einer Raumfahrtsonde, einem Asteroiden oder einem Kometen bezieht.
Das System 2 wurde hier für den speziellen Fall beschrieben, dass die Nickbewegung des Helikopters 4 durch einen Bediener ferngesteuert wird und dass die von den Auftriebsmitteln 156 entwickelte Kraft von einem Piloten gesteuert wird. Alternativ wird der unter der Nickbewegung und der von den Auftriebsmitteln entwickelten Kraft gewählte Parameter, der nicht automatisch von einem Regler wie beispielsweise dem Regler 20 gesteuert wird, jedoch entweder:

– von einem Piloten an Bord des Luftfahrzeugs gesteuert,
– von einem Bediener ferngesteuert oder
– ausgehend von Signalen automatisch gesteuert, die von zusätzlich am Luftfahrzeug vorgesehenen Sensoren stammen, wie beispielsweise von propriozeptiven Sensoren oder auch Bildverarbeitungssystemen.

Bei einer weiteren Variante wird der Sollwert für die Winkelgeschwindigkeit 26 bzw. 182 durch einen Sollwert ersetzt, der von einem Bediener und/oder einem Piloten oder auch anhand von Signalen einstellbar und steuerbar ist, die von anderen, an Bord befindlichen Sensoren ausgegeben werden.
Alternativ wird der Rechner durch ein rein digitales oder analoges Verarbeitungssystem oder auch durch einen Hybrid aus der rein digitalen und der rein analogen Lösung ersetzt.
Bei weiteren Varianten betreffen die sprunghaften Veränderungen oder Gradienten der Helligkeit der überflogenen Fläche nicht das für den Menschen sichtbare Spektrum, sondern Infrarot, Ultraviolett oder millimetrische Wellen. Die Helligkeit der überflogenen Fläche kann das Ergebnis einer Beleuchtung durch eine natürliche Quelle oder durch die von einem Fahrzeug projizierte Strahlung sein.
Letztlich sollte beachtet werden, dass das beschriebene System keiner direkten Messung, weder der Höhe noch der Horizontalgeschwindigkeit des Fahrzeugs gegenüber der überflogenen Fläche, bedarf. Die Einfachheit und die geringe Regelbelastung des beschriebenen Systems – Synonyme für Leichtigkeit, geringen Platzbedarf und geringe Kosten – prädestinieren es für eine Verwendung bei jedem beliebigen Luft- und Raum- oder Unterwasserfahrzeug und selbst bei kleineren Fahrzeugen ohne Piloten, die unter dem Begriff "Drohnen", "Mikrodrohnen" und "Mikro-Luftfahrzeuge" bekannt sind.

Claims

Steuerungshilfssystem für Höhe und Horizontalgeschwindigkeit, senkrecht zur Vertikalen eines Luftfahrzeugs (4; 152), wobei die Höhe und die Horizontalgeschwindigkeit gesteuert werden, indem die Nickbewegung des Luftfahrzeugs und/oder die durch Auftriebsmittel (10; 156) dieses Luftfahrzeugs entwickelte Kraft verändert wird, dadurch gekennzeichnet, dass es umfasst: – eine Messvorrichtung (22; 180), die dafür vorgesehen ist, ein Messsignal in Abhängigkeit von gleichzeitig sowohl der Höhe des Luftfahrzeugs als auch der Horizontalgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs auszugeben, – ein- und denselben vorgegebenen Referenzwert (26; 182) für die Höhe und die Horizontalgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs, wobei dieser Wert unabhängig ist von den Veränderungen des Messsignals, und – Mittel (20; 178), die eine Schleife bilden zur Angleichung des Signals an den Referenzwert, wobei diese Mittel dafür vorgesehen sind, die Nickbewegung und/oder die von Auftriebsmitteln entwickelte Kraft automatisch zu verändern, um das Messsignal an den Referenzwert anzugleichen.
System entsprechend Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Mittel (20, 178), die eine Angleichungsschleife bilden, umfassen: – eine Einheit (96) zur Steuerung entweder nur der Nickbewegung oder nur der von den Auftriebsmitteln (10; 156) entwickelten Kraft in Abhängigkeit eines Eingangsbefehls und – einen Substrahierer (94), der dafür vorgesehen ist, den Eingangsbefehl ausgehend von der Differenz zwischen dem Signal und dem Referenzwert zu bilden derart, dass diese Differenz ausgeglichen wird.
System entsprechend einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Messsignal repräsentativ ist für den Quotienten aus der Horizontalgeschwindigkeit geteilt durch die Höhe des Luftfahrzeugs.
System entsprechend Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Messvorrichtung umfasst: – einen ersten und einen zweiten Sensor (30, 32), die jeweils in der Lage sind, die Veränderungen (44) einer Kennlinie der überflogenen Fläche zu messen, wobei die Ziellinie (34, 36) jedes Sensors jeweils um einen Winkel ΔΦ winkelversetzt ist zu der des anderen Sensors derart, dass der erste und der zweite Sensor (30, 32) nacheinander ein- und dieselbe Veränderung bei der Bewegung des Luftfahrzeugs messen, und – eine Verarbeitungseinheit (50), mit der das Zeitintervall ΔT gebildet wird, das sich zwischen der Messung einer derartigen Veränderung durch den ersten Sensor und der Messung eben dieser Veränderung durch den zweiten Sensor ergibt, und die als Messsignal ein Signal ausgibt, dessen Wert eine absteigende, gleichförmige Funktion des gebildeten Zeitintervalls ist.
System entsprechend Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass das von der Verarbeitungseinheit ausgegebene Signal als Messsignal repräsentativ ist für den Quotienten aus der relativen Winkelverschiebung ΔΦ der Ziellinien (34, 36) geteilt durch das gebildete Zeitintervall ΔT.
System entsprechend Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Kennlinie die Intensität einer elektromagnetischen Abstrahlung in einem Spektralbereich ist, der sich zwischen dem Ultraviolett und den von der überflogenen Fläche ausgesendeten Millimeterwellen befindet.
System entsprechend Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass der erste und der zweite Sensor (30, 32) jeweils ein Fotosensor sind.
System entsprechend einem der Ansprüche 4 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass der erste und der zweite Sensor (30, 32) mit einer automatischen Vorrichtung (52) zur Aufrechterhaltung der konstanten Ausrichtung jeder der Ziellinien relativ zur Senkrechten des Luftfahrzeugs sind.
System entsprechend einem der Ansprüche 2 bis 8, für ein Luftfahrzeug, bei dem die durch die Auftriebsmittel entwickelte Kraft verändert wird durch Veränderung eines kollektiven Schritts eines oder mehrerer Rotoren, wobei dieser kollektive Schritt steuerbar ist, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuereinheit dafür vorgesehen ist, den kollektiven Schritt zu steuern, um die von den Auftriebsmitteln entwickelte Kraft zu steuern.
System entsprechend einem der Ansprüche 2 bis 8, für ein Luftfahrzeug (4), bei dem die durch die Auftriebsmittel entwickelte Kraft verändert wird durch Veränderung der Drehzahl eines Rotors (10), wobei die Drehzahl steuerbar ist, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuereinheit dafür vorgesehen ist, die Drehzahl zu steuern, um die von den Auftriebsmitteln entwickelte Kraft zu steuern.
System entsprechend einem der Ansprüche 2 bis 8, für ein Luftfahrzeug (152), bei dem die Nickbewegung in Abhängigkeit von der Position eines steuerbaren Tiefenruders (162) verändert wird, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuereinheit (96) dafür vorgesehen ist, die Position des Tiefenruders (162) zu steuern.
Luftfahrzeug, dadurch gekennzeichnet, dass es ein Steuerungshilfssystem entsprechend einem der vorangegangenen Ansprüche aufweist.