DE69708024T2

DE69708024T2 - Methode und Vorrichtung zur vertikalen Führung eines Flugzeugs

Info

Publication number: DE69708024T2
Application number: DE69708024T
Authority: DE
Inventors: Eric Peyrucain; Yves Saint Upery
Original assignee: Aerospatiale Matra
Current assignee: Aerospatiale Matra
Priority date: 1996-10-03
Filing date: 1997-09-18
Publication date: 2002-06-27
Anticipated expiration: 2017-09-19
Also published as: FR2754364A1; US5957412A; FR2754364B1; DE69708024D1; EP0834787A1; EP0834787B1

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Methode zum Führen eines Flugzeugs in einer vertikalen Ebene längs einer vorgegebenen Flugbahn sowie eine Vorrichtung zum Ausführen der vorgenannten Methode.
Im Rahmen der vorliegenden Erfindung wird die genannte vorgegebene Flugbahn, die in der genannten vertikalen Ebene definiert wird, aus aufeinanderfolgenden geraden Abschnitten gebildet.
Die Führung eines Flugzeugs, insbesondere eines Transportflugzeugs, längs einer derartigen vertikalen Flugbahn setzt für den Fall, dass sich das Flugzeug zu Beginn der Führung nicht auf der genannten Flugbahn befindet, eine Lenkoperation voraus, durch die das genannte Flugzeug auf die genannte Flugbahn gebracht werden soll. Eine derartige Lenkoperation wird im Rahmen der vorliegenden Erfindung als "Einfangen der Flugbahn" bezeichnet, während die eigentliche Führung des Flugzeugs längs einer vorgegebenen Flugbahn (zuvor ermittelt, falls erforderlich) "Weiterverfolgung" genannt wird.
Es ist bekannt, dass eine derartige vertikale Flugbahn für zahlreiche Flugzeugtypen mit Hilfe des Flugsteuerungsrechners bestimmt werden kann, namentlich in den Phasen des Sinkflugs und des Landeanflugs.
Allerdings sind die gegenwärtig angewandten bekannten Führungsmethoden nicht genau. Außerdem wird die Führungsoperation generell mit einer hohen vertikalen Beschleunigung und mit Trimmänderungen und sägezahnförmigen Änderungen der Motordrehzahl durchgeführt, was zu einer Beeinträchtigung des Komforts insbesondere für die Passagiere sowie zu starken Strukturbeanspruchungen für das genannte Flugzeug und einem vorzeitigen Verschleiß der Motoren führt.
Anhand der Unterlage FR-A-2 371 006 wird ein Methode zum Führen eines aerodynamischen Luftfahrzeugs vorgestellt, die im wesentlichen darin besteht, hauptsächlich in der Endphase des Anflugs, von dem Moment an, in dem das Flugzeug die Gleitachse erreicht, eine aus zwei Abschnitten bestehende geeignete Flugbahn in der Ebene der Veränderlichen von Geschwindigkeit und Höhe zu bestimmen, um so einen Punkt, der sich in einer gegebenen Höhe befindet, mit einer gegebenen Geschwindigkeit zu erreichen.
Mit der vorliegenden Erfindung soll diesen Nachteilen abgeholfen werden. Sie betrifft eine Methode zur Führung eines Flugzeugs in einer vertikalen Ebene, die es gestattet, auf einfache, präzise und wenig abrupte Art und Weise eine vorgeschriebene Flugbahn, die in der genannten vertikalen Ebene definiert ist und aus aufeinanderfolgenden geradlinigen Abschnitten besteht, einzufangen und weiterzuverfolgen.
Gemäß der Erfindung zeichnet sich die genannte Methode zur Führung eines Flugzeugs in einer vertikalen Ebene zu dem Zweck, eine vorgeschriebene, in der genannten vertikalen Ebene definierte und aus aufeinanderfolgenden geradlinigen Abschnitten bestehende Flugbahn einzufangen und weiterzuverfolgen, dadurch aus, dass die folgenden Operationen wiederholt werden:
- man bestimmt den geradlinigen Abschnitt der genannten Flugbahn, nach dem das genannte Flugzeug geführt werden soll;
man bestimmt die vertikale Entfernung he zwischen dem genannten Flugzeug und dem so bestimmten Führungsabschnitt;
- man bestimmt die Differenz ve zwischen der tatsächlichen vertikalen Geschwindigkeit des Flugzeugs und der vertikalen Geschwindigkeit, die es hätte, wenn es sich längs des genannten Leitabschnitts fortbewegen würde, für eine gleiche Geschwindigkeit parallel zum Boden;
- man berechnet eine Änderung der vertikalen Beschleunigung Δnz anhand der Gleichung:
Δnz = ((k1.(he-hc)) + (ve-vc)).k2
hierbei:
. sind k1 und k2 charakteristische Koeffizienten,
. hc und vc Vorsteuerungsterme für Werte, die nicht gleich Null sind, wenn das Flugzeug sich in der Situation des Einfangens der Flugbahn befindet, und für Nullwerte, wenn sich das Flugzeug in der Phase des Weiterverfolgens der Flugbahn befindet, und
. wird das Produkt k1.(he-hc) auf einen Wert zwischen zwei vorgegebenen Werten begrenzt; und
- man erlegt dem Flugzeug in Form eines Steuerbefehls die so berechnete und zwischen zwei vorgegebenen Werten liegende Änderung der vertikalen Beschleunigung Δnz auf.
So erhält man dank der dem Flugzeug auferlegten Änderung der vertikalen Beschleunigung eine präzise und wenig abrupte Führung des Flugzeugs längs der vorgegebenen Flugbahn.
Man kann feststellen, dass die genannte Änderung der vertikalen Beschleunigung in eine Trimmänderung umgewandelt werden kann, die dann gegebenenfalls als Steuerbefehl direkt an den Autopiloten des Flugzeugs, zum Beispiel eines zivilen Transportflugzeugs, übertragen wird, wobei ein Autopilot als Eingang generell eine Trimmänderung benutzt.
Außerdem ändert sich die Motordrehzahl nur wenig, wodurch gleichzeitig der Treibstoffverbrauch und die Ermüdung des Motors herabgesetzt werden können.
Man kann außerdem feststellen, dass das Flugzeug mit Hilfe der Vorsteuerungstermen nach einer vorgegebenen Bahn auf die genannte vorgeschriebene Flugbahn zurückgelangen kann. Um den Komfort noch weiter zu erhöhen, ist es von Vorteil,
- zum einen das Produkt k1. (he-hc) auf einen Wert zwischen zwei Werten zu begrenzen, die von der Flugphase abhängig sind und es gestatten, das Flugzeug mit einer begrenzten vertikalen Geschwindigkeit zu führen. Es ist von Vorteil, näherungsweise eine untere Grenze von -10 m/s festzuhalten; und
- zum anderen begrenzt man die dem Flugzeug in Form eines Steuerbefehls auferlegte Änderung der vertikalen Beschleunigung auf einen Wert zwischen zwei Werten, vorzugsweise plus/minus 0,08 g, wobei g die Fallbeschleunigung darstellt, wodurch eine wenig abrupte Führung des Flugzeugs möglich wird.
Gemäß der Erfindung wird das Flugzeug in der Situation des Einfangens eines geradlinigen Abschnitts der Flugbahn betrachtet, wenn es den genannten geradlinigen Abschnitt mit konstanter vertikaler Beschleunigung erreichen kann, was mit einem Minimum an plötzlichen Trimmänderungen des Flugzeugs erreicht werden kann und folglich eine Komfortverbesserung darstellt.
Genauer gesagt ist es von Vorteil, das Flugzeug in der Situation des Einfangens der Flugbahn zu betrachten, wenn die folgenden Bedingungen überprüft werden:
- die konstante vertikale Beschleunigung Nz = (ve²)/(2he), mit der das Flugzeug die vorgeschriebene Flugbahn einfangen könnte, liegt innerhalb eines vorgegebenen Intervalls, vorzugsweise bei plus/minus 0,15 g;
- die Terme ve und he haben entgegengesetzte Vorzeichen; und
- die Geschwindigkeit des Flugzeugs wird auf einen vorgegebenen Wert begrenzt.
Außerdem ist es vorteilhaft, die Vorsteuerungsterme hc und vc, die es ermöglichen sollen, das Flugzeug längs einer Einfangbahn mit einer konstanten vertikalen Beschleunigung Nzo zu führen, anhand der folgenden Gleichungen zu bestimmen:
hierbei:
- sind veo und heo jeweils die Werte von ve und he zu Beginn des Einfangens und
- wird Nzo durch die Gleichung Nzo = (veo²)/(2heo) definiert.
Außerdem geht das in der Situation des Einfangens betrachtete Flugzeug in die Situation des Weiterverfolgens über, wenn die Geschwindigkeitsdifferenz ve unter einen vorbestimmten Schwellenwert absinkt.
Da die genannte Flugbahn eine eventuell stufenweise abnehmende Höhe aufweist, ist es für die Bestimmung des genannten Führungsabschnitts von Vorteil, die folgenden Operationen auszuführen:
a) in der Anfangsphase der Methode legt man einen Anfangsabschnitt als Führungsabschnitt fest; und
b) man legt während des Führungsvorgangs als Führungsabschnitt den Abschnitt fest, der in der Bewegungsrichtung des Flugzeugs auf den aktuellen Führungsabschnitt folgt, und zwar jedes Mal, wenn eine der folgenden Situationen überprüft wird:
- die Höhe des Flugzeugs liegt unter dem höchsten Punkt des aktuellen Führungsabschnitts, gesehen in Fortbewegungsrichtung des Flugzeugs;
- das Flugzeug liegt, in Fortbewegungsrichtung gesehen, unter dem genannten höchsten Punkt des aktuellen Führungsabschnitts;
- das Flugzeug befindet sich in der Situation, in er es dem genannten aktuellen Führungsabschnitt folgt, und es befindet sich effektiv in der Situation des Einfangens des folgenden Abschnitts; und
- das Flugzeug befindet sich in der Situation des Einfangens des aktuellen Führungsabschnitts und gleichzeitig des folgenden Abschnitts, es kann jedoch nicht wieder in den genannten aktuellen Führungsabschnitt zurückgelangen, bevor es den höchsten Punkt des genannten aktuellen Führungsabschnitts passiert hat.
Außerdem ist es von Vorteil, gemäß der Erfindung die charakteristischen Koeffizienten k1 und k2 ausgehend von folgenden Gleichungen zu berechnen:
k1 = w/(2.ξ) k = (2.ξ.w)/g
Hierbei sind:
- g die Fallbeschleunigung,
- ξ ein Term für die Dämpfung und
- w ein Term für die Pulsierung mit Resonanzfrequenz.
Was die vorgenannten Begriffe und ξ betrifft, so werden für die Anwendung der Erfindung natürlich Werte verwendet, die vom Fachmann theoretisch festgelegt wurden. Um jedoch gemäß der Erfindung die günstigsten Werte für ein bestimmtes Flugzeug zu erhalten, ist es von Vorteil, in einer zweiten Etappe eine Vielzahl von Führungsoperationen mit unterschiedlichen Termen auszuführen, wodurch die theoretisch ermittelten Parameter verfeinert werden können, und man verwendet für die Ausführung der Methode die Werte, bei denen das Einfangen und das Weiterverfolgen der Flugbahn hinsichtlich vorgegebener Bedingungen optimal ablaufen.
Die vorliegende Erfindung betrifft ebenfalls eine Vorrichtung zur Ausführung der vorgenannten Methode.
Gemäß der Erfindung wird die genannte Vorrichtung zur Führung eines Flugzeugs in einer vertikalen Ebene zu dem Zweck, eine vorgeschriebene, in der genannten vertikalen Ebene definierte und aus aufeinanderfolgenden geradlinigen Abschnitten bestehende Flugbahn einzufangen und weiterzuverfolgen, dadurch gekennzeichnet, dass sie umfasst:
- eine erste Recheneinheit, mit der der geradlinige Abschnitt der genannten Flugbahn bestimmt werden kann, nach dem das genannte Flugzeug geleitet werden soll, und die enthält:
. einen ersten Rechner, der in der Lage ist, die vertikale Entfernung he zwischen dem genannten Flugzeug und dem so bestimmten Führungsabschnitt zu ermitteln, und
. einen zweiten Rechner, der in der Lage ist, die Differenz ve zwischen der tatsächlichen vertikalen Geschwindigkeit des Flugzeugs und der vertikalen Geschwindigkeit zu ermitteln, die es hätte, wenn es sich längs des genannten Führungsabschnitts fortbewegen würde, für eine gleiche Geschwindigkeit parallel zum Boden; und
- eine zweite Recheneinheit, die mit der ersten Recheneinheit verbunden ist und eine Änderung der vertikalen Beschleunigung Δnz berechnen und diese an den Autopiloten des Flugzeugs übertragen kann, wobei die genannte Änderung der vertikalen Beschleunigung Δnz anhand der folgenden Gleichung berechnet wird:
Δnz = ((k1.(he-hc)) + (ve-vc)).k2
In der Gleichung:
. sind k1 und k2 charakteristische Koeffizienten,
. sind hc und vc Vorsteuerungsterme für Werte, die nicht gleich Null sind, wenn das Flugzeug sich in der Situation des Einfangens der Flugbahn befindet, und für Nullwerte, wenn sich das Flugzeug in der Phase des Weiterverfolgens der Flugbahn befindet, und
. wird das Produkt k1.(he-hc) auf einen Wert zwischen zwei vorgegebenen Werten begrenzt.
Es ist von Vorteil, wenn die zweite Recheneinheit enthält:
- einen Hilfsrechner, der in der Lage ist, die Vorsteuerungsterme hc und vc zu berechnen;
- einen ersten Rechner, der an den genannten Hilfsrechner angeschlossen und in der Lage ist, die Differenz he-hc zu berechnen;
- einen zweiten Rechner, der an den genannten ersten Rechner angeschlossen und in der Lage ist, das Produkt k1.(he-hc) zu berechnen;
- einen dritten Rechner, der in der Lage ist, den vom zweiten Rechner berechneten und gelieferten Wert zu begrenzen;
- einen an den genannten Hilfsrechner angeschlossenen vierten Rechner, der in der Lage ist, die Differenz ve-vc zu berechnen;
- einen fünften Rechner, der in der Lage ist, die Summe der vom dritten und vierten Rechner gelieferten Ergebnisse zu bilden;
- einen sechsten Rechner, der in der Lage ist, das vom fünften Rechner gelieferte Ergebnis mit k2 zu multiplizieren; und
- einen siebenten Rechner, der in der Lage ist, das vom sechsten Rechner gelieferte Ergebnis zu begrenzen und dieses Ergebnis als Steuerbefehl zu übertragen.
Außerdem kann die Vorrichtung gemäß der Erfindung ein Mittel "aufweisen, das feststellen kann, ob sich das Flugzeug in der Situation des Einfangens der Flugbahn befindet.
Anhand der Abbildungen des als Anlage beigefügten Zeichnungsteils kann leicht verstanden werden, wie die Erfindung umgesetzt werden kann. Auf diesen Abbildungen werden ähnliche Elemente durch identische Bezugszeichen bezeichnet.
Abb. 1 ist das Übersichtsschema einer Vorrichtung gemäß der Erfindung.
Abb. 2 veranschaulicht die Art der Führung eines Flugzeugs gemäß der Erfindung in Bezug auf eine vorgegebene Flugbahn.
Abb. 3 ist das Übersichtsschema eines Hilfsrechners der Vorrichtung gemäß der Erfindung.
Die Abb. 4-7 veranschaulichen vier unterschiedliche Situationen, für die eine Änderung des Führungsabschnitts erforderlich ist.
Vorrichtung 1 gemäß der Erfindung und schematisch dargestellt auf Abb. 1 ist dazu bestimmt, an Bord eines Flugzeugs A, insbesondere eines Transportflugzeuges, gebracht zu werden, um das genannte Flugzeug A in einer vertikalen Ebene längs einer vorgegebenen Flugbahn T zu führen.
Im Rahmen der vorliegenden Erfindung besteht die teilweise auf Abb. 2 dargestellte vorgegebene Flugbahn T aus aufeinanderfolgenden geradlinigen Abschnitten S1, S2. Jeder der genannten geradlinigen Abschnitte S1 und S2 weist gegenüber der Horizontalen eine konstante Neigung α1, α2 auf. Die genannten geradlinigen Abschnitte S1 und S2 werden des weiteren durch die Lage ihres höchsten Punktes R1 bzw. R2 in Fortbewegungsrichtung ( ) des Flugzeugs A gekennzeichnet.
Je nach der Position des genannten Flugzeugs A zu Beginn der Führung in Bezug auf die genannte Flugbahn T wird die beabsichtigte Führung vorgenommen, entweder ausgehend von den beiden folgenden Phasen oder nur von der letzten der genannten Phasen, das heißt ausgehend von:
- einer Einfangphase, die dazu bestimmt ist, Flugzeug A auf die genannte Flugbahn T zu bringen, und
- einer Weiterverfolgungsphase, die es gestattet, das auf der genannten Flugbahn T befindliche Flugzeug A längs dieser Bahn fortzubewegen.
Die genannte Vorrichtung 1 dient zur Ausführung einer Führungsmethode gemäß der Erfindung, die es dem genannten Flugzeug A ermöglicht, einfach, genau und wenig abrupt die genannte Flugbahn T einzufangen und ihr zu folgen.
Die genannte Methode gemäß der Erfindung wird dadurch gekennzeichnet, dass:
- man Abschnitt S1 oder S2 der genannten Flugbahn T bestimmt, nach dem Flugzeug A geführt werden soll, das heißt im dargestellten Beispiel den Abschnitt S1, wie man nachfolgend noch sehen wird;
- man die vertikale Entfernung he zwischen dem genannten Flugzeug A und seiner vertikalen Projektion P auf den zuvor bestimmten Führungsabschnitt S1 bestimmt;
- man die Differenz ve zwischen der tatsächlichen vertikalen Geschwindigkeit Vz von Flugzeug A und der vertikalen Geschwindigkeit Vzth bestimmt, die es hätte, wenn es sich längs des genannten Führungsabschnitts S1 fortbewegen würde, für eine gleiche Geschwindigkeit parallel zum Boden;
- man eine Änderung der vertikalen Beschleunigung Δnz von Flugzeug A anhand folgender Gleichung berechnet:
Δnz = ((k1.(he-hc)) + (ve-vc)).k2 (I)
Hierbei:
. sind k1 und k2 charakteristische Koeffizienten,
. sind hc und vc Vorsteuerungsterme für Werte, die nicht gleich Null sind, wenn das Flugzeug sich in der Situation des Einfangens der Flugbahn T befindet, und für Nullwerte, wenn sich das Flugzeug in der Phase des Weiterverfolgens der Flugbahn T befindet, und
. hierbei wird das Produkt k1.(he-hc) auf einen Wert zwischen zwei vorgegebenen Werten begrenzt; und
- man erlegt dem Flugzeug A in Form eines Steuerbefehls die so berechnete und zwischen zwei vorgegebenen Werten liegende Änderung der vertikalen Beschleunigung Δnz auf.
Um die Genauigkeit der vorliegenden Erfindung zu veranschaulichen, werden nachstehend der vorgenannte Ausdruck (1) und namentlich die Berechnung der charakteristischen Koeffizienten k1 und k2 unter Bezugnahme auf Abb. 2 explizit erläutert.
Die vertikale Beschleunigung nz von Flugzeug A wird nach bekannten Gleichungen der Flugmechanik definiert, und zwar ausgehend von folgendem Ausdruck:
nz = cosγ + (Vsol. )/g
Hierbei sind:
- Vsol die Geschwindigkeit des Flugzeugs gegenüber dem Boden (berücksichtigt die Wirkung des Windes),
- γ der Winkel zwischen dem genannten Geschwindigkeitsvektor V und der Horizontalen und
- g die Fallbeschleunigung.
Wird angenommen, dass der Winkel y klein ist und dass der Term Vsol sich langsam ändert, erhält man die folgende Näherung:
Vz = Vsol.sin γ Vsol.γ
Daraus wird abgeleitet:
nz = 1 + ( z)/g = 1 + Δnz, wobei Δnz = ( z)/g ist.
Außerdem erhält man nach der Definition von ve und he folgende Gleichung:
so dass man nach der Laplace-Schreibweise folgendes System erhält:
Nach einem klassischen mathematischen Ergebnis muss außerdem zur Ermittlung eines Parameters Δnz anhand von zwei variablen Parametern ve und he ein Gesetz folgenden Typs angewandt werden:
Δnz = c1.he + c2.ve (1a)
mit zwei charakteristischen Koeffizienten c1 und c2.
Aus Gleichung (1a) wird folgender Ausdruck abgeleitet:
Δnz = -(c1/p²). z - (c2/p). z
anhand dessen die Gleichung
p² + c2.g.p + c1.g = 0
erhalten werden kann.
Wird diese letzte Gleichung mit einer Gleichung zweiten Grades des Typs
p² + 2.ξ. w.p + w² = 0
gleichgesetzt, in der ξ ein Term für die Dämpfung und w die Pulsierung mit Resonanzfrequenz ist, erhält man für die Koeffizienten c1 und c2 die folgenden Werte:
c1 = (w²)/g (2)
c2 = (2.ξ.w)/g (3)
Die vorgenannte Formel (1a) kann folgendermaßen geschrieben werden:
Anschließend wird geschrieben:
k1 = c1/c2 und k2 = c2 (3b)
Zur Begrenzung der vertikalen Geschwindigkeit, um beispielsweise zu vermeiden, dass das Flugzeug zu direkt und zu schnell auf den Führungsabschnitt gelangt, reicht es folglich aus, den Ausdruck (k1.he) zu begrenzen.
Außerdem weicht Gleichung (3a) von Gleichung (1) einzig und allein aufgrund der in die genannte Gleichung (1) eingebrachten Vorsteuerungsterme hc und vc ab. Die Rolle und der Berechnungsmodus dieser Vorsteuerungsterme hc und vc werden im Verlaufe der Beschreibung präzisiert.
Es kann übrigens angemerkt werden, dass für die Terme ξ und w theoretisch vorgeschriebene Werte verwendet werden können.
Um allerdings die für ein bestimmtes Flugzeug A günstigsten Werte sowie bestimmte Führungsbedingungen gemäß der Erfindung zu erhalten, führt man in einer zweiten Etappe eine Vielzahl von Führungsoperationen mit unterschiedlichen Termen aus, wodurch die theoretisch vorgegebenen Parameter verfeinert werden können, und man verwendet für die Anwendung der Methode die Werte, bei denen das Einfangen und das Weiterverfolgen der Flugbahn in Bezug auf diese vorgegebenen Bedingungen optimal erfolgen. Diese zweite Voretappe, für deren Ausführung noch keine Mittel vorgestellt worden sind, kann in Form von Simulationen oder in Form tatsächlicher Führungsoperationen unter realen Flugbedingungen durchgeführt werden.
Die zuvor beschriebene Methode weist zahlreiche Vorzüge auf, im einzelnen:
- eine präzise und wenig abrupte Führung,
- eine geringfügige Änderung der Motordrehzahl, folglich einen geringeren Kraftstoffverbrauch,
- einen hohen Komfort für die Passagiere und
- geringere Beanspruchungen für das Flugzeug.
Für die Anwendung der Methode gemäß der Erfindung umfasst Vorrichtung 1, wie sie auf Abb. 1 dargestellt wird, die folgenden Bestandteile:
- eine Recheneinheit 2 zur Ermittlung des Führungsabschnitts S1 mit:
. einem Rechner 3A, der durch nicht dargestellte bekannte Mittel über eine Verbindung 3B Informationen (das heißt die vertikale Flugbahn, die Position und die Höhe des Flugzeugs) erhält und in der Lage ist, den Führungsabschnitt S1 zu berechnen;
. einem durch eine Verbindung 3C mit Rechner 3A verbundenen Rechner 3, der durch nicht dargestellte bekannte Mittel über eine Verbindung 4 Informationen (das heißt die Position und die Höhe von Flugzeug A) erhält und in der Lage ist, die vertikale Entfernung he zu berechnen; und
. einem Rechner 5, der über eine Verbindung 3D mit Rechner 3A verbunden ist und durch nicht dargestellte bekannte Mittel über eine Verbindung 6 Informationen (das heißt die Geschwindigkeiten Vz und Vzth) erhält und in der Lage ist, die Geschwindigkeitsdifferenz ve zu ermitteln; und
- eine Recheneinheit 7, die - wie nachstehend präzisiert - mit der genannten Recheneinheit 2 verbunden ist und die Änderung der vertikalen Beschleunigung Δnz, die Flugzeug A für die Führungsoperation auferlegt werden soll, berechnen und übertragen kann.
Zu diesem Zweck umfasst die genannte Recheneinheit 7 gemäß der Erfindung:
- einen auf Abb. 3 dargestellten Hilfsrechner 8, der die Vorsteuerungsterme hc und vc berechnen kann, die verwendet werden, wenn sich Flugzeug A in der Situation des Einfangens von Flugbahn T befindet, wie im folgenden präzisiert wird;
- einen Rechner 9, der über die Verbindungen 10 und 11 mit dem genannten Rechner 3 beziehungsweise mit dem genannten Hilfsrechner 8 verbunden ist und die Differenz he-hc berechnen kann;
- einen Rechner 12, der über die Verbindungen 13 und 14 mit dem genannten Rechner 5 beziehungsweise mit dem genannten Hilfsrechner 8 verbunden ist und die Differenz ve-vc berechnen kann;
- einen Rechner 15, der über eine Verbindung 16 mit Rechner 9 verbunden ist und den Ausdruck k1.(he-hc) berechnen kann, wobei k1 anhand der vorgenannten Gleichungen (2), (3) und (3b) berechnet wird, das heißt k1 = w/(2.ξ);
- einen Rechner 17, der über eine Verbindung 18 die Ergebnisse der Operationen von Rechner 15 erhält und die genannten Ergebnisse so begrenzen kann, dass eine Begrenzung der vertikalen Geschwindigkeit Vz von Flugzeug A erhalten wird;
- einen Rechner 19, der über die Verbindungen 20 und 21 mit Rechner 12 beziehungsweise Rechner 17 verbunden ist und die Summe der von diesen Rechnern 12 und 17 erhaltenen Ergebnisse berechnen kann;
- einen Rechner 22, der anhand der von Rechner 19 über eine Verbindung 23 gelieferten Ergebnisse den Ausdruck Δnz = ((k1.(he-hc)) + (ve-vc)).k2 berechnet, wobei k2 anhand der vorgenannten Gleichungen (3) und (3b) ermittelt wird, das heißt
k2 = (2.ξ.w)/g; und
einen Rechner 24, der über eine Verbindung 25 dieses Ergebnis erhält und den erhaltenen Wert Δnz auf einen Wert zwischen zwei vorgegebenen Werten begrenzt, beispielsweise zwischen plus/minus 0,08 g. Dadurch kann eine begrenzte Steuerung bei der vertikalen Beschleunigung und somit ein hoher Führungskomfort erreicht werden.
Rechner 24 kann dieses Ergebnis über eine Verbindung 26 an ein nicht dargestelltes Anwendergerät übertragen, namentlich an den Autopiloten von Flugzeug A, sofern dieses mit einem Autopiloten ausgestattet ist.
Außerdem umfasst gemäß der Erfindung der genannte Hilfsrechner 8, der die Terme der Vorsteuerung hc und vc berechnen soll, in der auf Abb. 3 dargestellten Form:
- einen Rechner 27, der Ausdruck Nzo.dt berechnen kann, das heißt das Integral bezüglich der Beschleunigungszeit Nzo. Diese Beschleunigung Nzo, die der vertikalen Beschleunigung entspricht, mit der Flugzeug A zum Führungsabschnitt gelangen soll, wird über eine nachstehend präzisierte Verbindung 50A an Rechner 27 übertragen;
- einen Rechner 29, der die Differenz zwischen einem Wert veo, der dem Wert von ve zu Beginn der Führung entspricht und über eine nachstehend präzisierte Leitung 50B erhalten wird, und dem von Rechner 27 über eine Verbindung 31 gelieferten Ergebnis berechnen soll. Der genannte Rechner 29 besitzt einen Ausgang mit der zweifachen Verbindung 32A und 32B;
- einen mit der genannten Verbindung 32A verbundenen Rechner 33, der die von Rechner 29 gelieferten Daten in Bezug auf die Zeit integriert;
- einen Rechner 34, der die Summe aus einem Wert heo, der dem Wert von he zu Beginn des Einfangens entspricht und über eine nachstehend präzisierte Verbindung SOC erhalten wird, und dem von Rechner 33 über eine Verbindung 36 gelieferten Ergebnis bildet; und
- zwei Schaltvorrichtungen C1 und C2, die über die Verbindung 32B mit dem genannten Rechner 29 beziehungsweise über eine Verbindung 37 mit Rechner 34 verbunden sind.
Im Falle des Einfangens eines neuen Abschnitts werden die Integratoren auf 0 gebracht, und die Integration erfolgt mit dem neuen Nzo.
Die genannten Schaltvorrichtungen C1 und C2 werden von einer Recheneinrichtung 38 gesteuert, die jeweils über die Verbindungen 39A und 39B angeschlossen ist.
Die genannte Recheneinrichtung soll ermitteln, ob sich das Flugzeug A in der Situation des Einfangens des Führungsabschnitts befindet oder nicht, wie nachstehend präzisiert wird. Die genannte Recheneinrichtung 38, die namentlich die Werte he und ve sowie die Werte für die Geschwindigkeit des Flugzeugs erhält, kann die Werte heo, veo und Nzo berechnen.
Zu diesem Zweck umfasst die genannte Recheneinrichtung 38 außer den vorgenannten Verbindungen 39A und 39B:
- am Eingang:
. eine Verbindung 35, die an Verbindung 10 angeschlossen ist, um der genannten Recheneinrichtung 38 den Wert he zu liefern;
. eine Verbindung 30, die an Verbindung 13 angeschlossen ist, um der genannten Recheneinrichtung 38 den Wert ve zu liefern; und
. eine Verbindung 28, die an ein nicht dargestelltes geeignetes Mittel angeschlossen ist, um der genannten Recheneinrichtung 38 die Geschwindigkeit von Flugzeug A zu übermitteln; und
- am Ausgang die Verbindungen 50A, 50B und 50C, um die vorgenannten Daten an Hilfsrechner 8 übertragen zu können.
Das Verarbeitungsmittel der Recheneinrichtung 38 wird nachstehend beschrieben.
Wenn sich Flugzeug A in der Situation des Einfangens der vorgeschriebenen Flugbahn befindet, werden die Schaltvorrichtungen C1 und C2 so gesteuert, dass die Verbindungen 14 und 11 jeweils an die genannten Verbindungen 32B und 37 angeschlossen werden. Befindet sich das Flugzeug hingegen nicht in der Einfangsituation, werden diese Verbindungen 14 und 11 an die Verbindungen 40 und 41 angeschlossen, die Nullwerte übertragen.
So überträgt Hilfsrechner 8 als Vorsteuerungsterme die Werte:
wenn sich Flugzeug A in der Situation des Einfangens der Flugbahn befindet, und
-vc = hc = 0
im entgegengesetzten Fall (das heißt namentlich dann, wenn Flugzeug A sich auf einem geradlinigen Abschnitt befindet, auf dem es weiterfliegt).
Gemäß der Erfindung befindet sich Flugzeug A dann in der Situation des Einfangens eines geradlinigen Abschnitts, wenn es den genannten geradlinigen Abschnitt mit konstanter vertikaler Geschwindigkeit erreichen kann.
Genauer gesagt, wird dies erreicht, wenn die folgenden Bedingungen überprüft werden:
- die konstante vertikale Beschleunigung, mit der das Flugzeug die Flugbahn einfangen könnte, liegt innerhalb eines vorgegebenen Intervalls, vorzugsweise zwischen plus/minus 0,15 g, wobei g die Fallbeschleunigung ist;
- die Begriffe ve und he haben entgegengesetzte Vorzeichen; und
- die Geschwindigkeit des Flugzeugs wird auf einen vorgegebenen Wert begrenzt, bei dem das Einfangen auf wenig abrupte Art und Weise erfolgen kann.
Vorrichtung 1 umfasst ebenfalls ein Mittel, das beispielsweise in die Recheneinheit 2 integriert ist und es ermöglicht, eine Änderung des Führungsabschnitts auf der genannten vorgegebenen Flugbahn T zu bestimmen, das heißt eine Änderung des für das Ausführen der Führungsoperation zu berücksichtigenden Abschnitts. Im Rahmen der vorliegenden Erfindung wird als aktueller Führungsabschnitt der Führungsabschnitt im betrachteten Moment bezeichnet.
Gemäß der Erfindung wird der Führungsabschnitt gewechselt, und als neuer Führungsabschnitt wird Abschnitt S2 betrachtet, der auf den aktuellen Führungsabschnitt S1 folgt (in Fortbewegungsrichtung von Flugzeug A), und zwar jedes Mal, wenn eine der folgenden Situationen überprüft wird:
- die Höhe von Flugzeug A liegt unter der Höhe H1 des höchsten Punktes R1 - in Fortbewegungsrichtung von Flugzeug A - des genannten aktuellen Führungsabschnitts S1, wie auf Abb. 4 dargestellt wird;
- Flugzeug A befindet sich - in Fortbewegungsrichtung - unterhalb des genannten höchsten Punktes R1 des aktuellen Führungsabschnitts S1, wie auf Abb. 5 mit Hilfe der durch Punkt R1 gehenden Vertikalen G1 dargestellt wird;
- Flugzeug A ist dabei, dem genannten aktuellen Führungsabschnitt S1 zu folgen und befindet sich in der Situation des Einfangens des folgenden Abschnitts S2 (den es erreichen kann, indem es einer optimalen Bahn F folgt, die von der Führung gemäß der Erfindung geschaffen wird), wie auf Abb. 6 dargestellt wird; oder
- Flugzeug A ist dabei, gleichzeitig den aktuellen Führungsabschnitt S1 (wie auf Abb. 7 durch Bahn F1 veranschaulicht) und den folgenden Abschnitt S2 (wie durch Bahn F2 veranschaulicht) einzufangen, es kann jedoch nicht wieder zum aktuellen Führungsabschnitt S1 zurückgelangen, bevor es nicht den höchsten Punkt R1 des genannten aktuellen Führungsabschnitts S1 passiert hat.
Es kann festgestellt werden, dass dank der Erfindung außerdem beim Einfangen eines Führungsabschnitts ein begrenztes Passieren in Bezug auf einen Führungsabschnitt erhalten werden kann.
Das zuvor beschriebene, nicht einschränkende Beispiel einer Ausführung gestattet es, die zahlreichen Vorzüge der vorliegenden Erfindung aufzuzeigen.
Selbstverständlich kann im Rahmen der vorliegenden Erfindung die vorgenannte Methode mit einem einzigen Rechner oder jeder anderen geeigneten Rechenarchitektur ausgeführt werden.

Claims

1. Methode zur Führung eines Flugzeugs (A) in einer vertikalen Ebene, um eine vorgeschriebene Flugbahn (T), die in der genannten vertikalen Ebene definiert wird und aus aufeinanderfolgenden geradlinigen Abschnitten (S1, S2) besteht, einzufangen und weiterzuverfolgen,

dadurch gekennzeichnet, dass die folgenden Operationen wiederholt werden:

- man ermittelt den geradlinigen Abschnitt (S1) der genannten Flugbahn (T), nach dem das genannte Flugzeug (A) geführt werden soll;

- man ermittelt die vertikale Entfernung he zwischen dem genannten Flugzeug (A) und dem so bestimmten Führungsabschnitt (S1);

- man ermittelt die Differenz ve zwischen der tatsächlichen vertikalen Geschwindigkeit (Vz) von Flugzeug (A) und der vertikalen Geschwindigkeit (Vzth), die das Flugzeug hätte, wenn es sich längs des genannten Führungsabschnitts (S1) fortbewegen würde, für eine gleiche Geschwindigkeit parallel zum Boden;

- man berechnet eine Änderung der vertikalen Beschleunigung Δnz anhand der folgenden Gleichung:

Δnz = ((k1.(he-hc)) + (ve-vc)).k2

in der

. k1 und k2 charakteristische Koeffizienten darstellen,

. hc und vc Vorsteuerungsterme darstellen, mit Werten, die nicht gleich Null sind, wenn sich das Flugzeug in der Situation des Einfangens der Flugbahn befindet, und die Null sind, wenn das Flugzeug der Flugbahn folgt, und

. das Produkt k1.(he-hc) auf einen Wert zwischen zwei vorgegebenen Werten begrenzt wird; und

- auf Flugzeug (A) als Steuerbefehl die so errechnete und zwischen zwei vorgegebenen Werten liegende Änderung der vertikalen Beschleunigung Δnz übertragen wird.

2. Methode entsprechend Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Produkt k1 (he-hc) auf einen Wert zwischen zwei Werten begrenzt wird, wodurch das Flugzeug (A) mit begrenzter vertikaler Geschwindigkeit (Vz) geführt werden kann.

3. Methode entsprechend einem der Ansprüche 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Änderung der vertikalen Beschleunigung, die dem Flugzeug als Steuerbefehl auferlegt wird, auf einen Wert zwischen zwei Werten begrenzt wird, wodurch eine wenig abrupte Führung des Flugzeugs (A) möglich wird.

4. Methode entsprechend einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass Flugzeug (A) in der Situation des Einfangens eines geradlinigen Abschnitts (S1) der Flugbahn (T) betrachtet wird, wenn es den genannten geradlinigen Abschnitt (S1) der Flugbahn (T) mit konstanter vertikaler Geschwindigkeit erreichen kann.

5. Methode entsprechend Anspruch 4,

dadurch gekennzeichnet, dass das Flugzeug (A) in der Situation des Einfangens der Flugbahn (T) betrachtet wird, wenn die folgenden Bedingungen überprüft werden:

- die konstante vertikale Beschleunigung Nz = (ve²)/(2he), mit der das Flugzeug (A) die genannte vorgeschriebene Flugbahn einfangen könnte, liegt in einem vorgegebenen Intervall;

- die Terme ve und he haben entgegengesetzte Vorzeichen; und

- die Geschwindigkeit des Flugzeugs (A) wird auf einen vorgegebenen Wert begrenzt, bei dem das Einfangen wenig abrupt erfolgen kann.

6. Methode entsprechend einem beliebigen der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass Flugzeug (A), das in der Situation des Einfangens betrachtet wird, zur Situation der Weiterverfolgung übergeht, wenn die Geschwindigkeitsdifferenz ve unter einen vorgegebenen Schwellenwert absinkt.

7. Methode entsprechend einem beliebigen der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Vorsteuerungsterme hc und vc anhand der folgenden Gleichungen bestimmt werden:

in denen

- veo und heo jeweils die Werte von ve und he zu Beginn des Einfangens sind, und

- Nzo durch die Gleichung Nzo = (veo²)/(2heo) definiert wird.

8. Methode entsprechend einem der vorangehenden Ansprüche,

dadurch gekennzeichnet, dass für die Ermittlung des genannten Führungsabschnitts

- wobei die genannte Flugbahn (T) eine eventuell stufenweise abnehmende Höhe aufweist -

a) in der Anfangsphase der Ausführung der Methode ein Anfangsabschnitt als Führungsabschnitt festgelegt wird, und

b) im Verlaufe der Führungsoperation als Führungsabschnitt der Abschnitt (S2) festgelegt wird, der in Flugrichtung ( ) von Flugzeug (A) auf den aktuellen Führungsabschnitt (S1) folgt, und zwar jedes Mal, wenn mindestens eine der folgenden Situationen überprüft wird:

- die Höhe von Flugzeug (A) liegt unter der Höhe (H1) des höchsten Punktes (R1) - in Fortbewegungsrichtung ( ) von Flugzeug (A) - des genannten aktuellen Führungsabschnitts (S1);

- das Flugzeug (A) befindet sich - gesehen in Fortbewegungsrichtung - unterhalb des höchsten Punktes (R1) des genannten aktuellen Führungsabschnitts (S1);

- das Flugzeug (A) befindet sich in der Situation des Fliegens auf dem genannten aktuellen Führungsabschnitt (S1) und befindet sich in der Situation des Einfangens des folgenden Führungsabschnitts (S2); und

- das Flugzeug (A) befindet sich in der Situation, in der es gleichzeitig den aktuellen Führungsabschnitt (S1) und den darauffolgenden Abschnitt (S2) einfängt, aber nicht mehr in den genannten aktuellen Führungsabschnitt (S1) zurückgelangen kann, bevor es den höchsten Punkt (R1) des genannten aktuellen Führungsabschnitts passiert hat.

9. Methode entsprechend einem beliebigen der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die charakteristischen Koeffizienten k1 und k2 anhand folgender Gleichungen berechnet werden:

k1 = w/(2.ξ) k = (2.ξ.w)/g,

in denen sind:

- g die Fallbeschleunigung,

- ξ ein Begriff für die Dämpfung und

- w ein Begriff für die Pulsierung mit Resonanzfrequenz.

10. Methode entsprechend Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass zur Präzisierung der Term ξ und w eine Vielzahl von Führungsoperationen mit unterschiedlichen Termen ausgeführt wird, wodurch die theoretisch ermittelten Parameter verfeinert werden können, und dass zur Ausführung der Methode die Werte verwendet werden, bei denen die Operationen des Einfangens und des Weiterverfolgens der Flugbahn in Bezug auf vorgegebene Bedingungen optimal erfolgen.

11. Vorrichtung zur Führung eines Flugzeugs (A) in einer vertikalen Ebene zum Einfangen und Weiterverfolgen einer vorgeschriebenen Flugbahn (T), die in der genannten vertikalen Ebene definiert ist und aus aufeinanderfolgenden geradlinigen Abschnitten (S1, S2) besteht, dadurch gekennzeichnet, dass sie umfasst:

- eine erste Recheneinheit (2), die den Abschnitt (S1) der genannten Flugbahn (T) ermitteln kann, nach dem das genannte Flugzeug (A) geführt werden soll und die umfasst:

. einen ersten Rechner (3), der den vertikalen Abstand he zwischen dem genannten Flugzeug (A) und dem so bestimmten Führungsabschnitt (S1) bestimmen kann, und

. einen zweiten Rechner (5), der die Differenz ve zwischen der tatsächlichen vertikalen Geschwindigkeit (Vz) von Flugzeug (A) und der vertikalen Geschwindigkeit (Vzth) ermitteln kann, die das Flugzeug hätte, wenn es sich längs des genannten Führungsabschnitts (S1) fortbewegen würde, für eine gleiche Geschwindigkeit parallel zum Boden; und

- eine an die erste Recheneinheit (2) angeschlossene zweite Recheneinheit (7), die eine Änderung der vertikalen Beschleunigung Δnz berechnen und sie an den Autopiloten des Flugzeugs übertragen kann, wobei die genannte Änderung der vertikalen Beschleunigung Δnz anhand folgender Gleichung berechnet wird:

Δnz = ((k1.(he-hc)) + (ve-vc)).k2,

wobei in dieser Gleichung:

. k1 und k2 charakteristische Koeffizienten sind,

. hc und vc Terme der Vorsteuerung sind für Werte, die nicht gleich Null sind, wenn sich das Flugzeug in der Situation des Einfangens der Flugbahn befindet, und für Nullwerte, wenn sich das Flugzeug in der Phase des Weiterverfolgens der Flugbahn befindet, und

. das Produkt k1.(he-hc) auf einen Wert zwischen zwei vorgegebenen Werten begrenzt wird.

12. Vorrichtung entsprechend Anspruch 11,

dadurch gekennzeichnet, dass die genannte zweite Recheneinheit (7) umfasst:

- einen Hilfsrechner (8), der die Terme der Vorsteuerung hc und vc berechnen kann;

- einen ersten Rechner (9), der an den genannten Hilfsrechner (8) angeschlossen ist und die Differenz he-hc berechnen kann;

- einen zweiten Rechner (15), der an den genannten ersten Rechner (9) angeschlossen ist und das Produkt k1.(he-hc) berechnen kann;

- einen dritten Rechner (17), der den vom zweiten Rechner (15) berechneten und gelieferten Wert begrenzen kann;

- einen vierten Rechner (12), der an den genannten Hilfsrechner (8) angeschlossen ist und die Differenz ve-vc berechnen kann;

- einen fünften Rechner (19), der die Summe der vom dritten und vierten Rechner (17, 12) gelieferten Ergebnisse berechnen kann;

- einen sechsten Rechner (22), der das vom fünften Rechner (19) gelieferte Ergebnis mit k2 multiplizieren kann;

und

- einen siebenten Rechner (24), der das vom sechsten Rechner (22) gelieferte Ergebnis begrenzen und dieses Ergebnis als Steuerbefehl übertragen kann.

13. Vorrichtung entsprechend einem beliebigen der Ansprüche 11 oder 12, dadurch gekennzeichnet, dass es ein Mittel (38) umfasst, das ermitteln kann, ob sich das genannte Flugzeug (A) in der Situation des Einfangens der Flugbahn (T) befindet.