WO2012007157A1 - Früherkennung eines wirbelringstadiums - Google Patents

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WO2012007157A1
WO2012007157A1 PCT/EP2011/003494 EP2011003494W WO2012007157A1 WO 2012007157 A1 WO2012007157 A1 WO 2012007157A1 EP 2011003494 W EP2011003494 W EP 2011003494W WO 2012007157 A1 WO2012007157 A1 WO 2012007157A1
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helicopter
movement
control signals
flight control
vertical axis
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PCT/EP2011/003494
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Max Abildgaard
Laurent Binet
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Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Office National dEtudes et de Recherches Aerospatiales ONERA
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Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Office National dEtudes et de Recherches Aerospatiales ONERA
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    • G06—COMPUTING OR CALCULATING; COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F17/00—Digital computing or data processing equipment or methods, specially adapted for specific functions
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/006—Safety devices

Definitions

  • the invention relates to a method for the early detection of the vortex ring stage in a helicopter.
  • the invention also relates to a flight assistance system for this purpose.
  • the invention also relates to a method for determining the speed of movement of a helicopter in the vertical axis of motion relative to the air surrounding the helicopter.
  • the invention also relates to a flight assistance system thereto.
  • the helicopter system is characterized by a rotor consisting of a plurality of rotor blades which rotates at a defined speed.
  • the individual rotor blades have a certain profile and are also rotatably mounted on the rotor head of the rotor about its longitudinal axis, so that a buoyancy is generated by the interaction of the rotor blade profile and angle during the orbit, which is similar to those of fixed-wing aircraft. Due to the rotor circulation caused by buoyancy within the rotor plane vertical air movements are induced within the rotor plane. Normally, a flow of air from above through the rotor is induced downwards. In other words, due to the buoyancy generated by the spinning rotor, it
  • CONFIRMATION COPY gives the air is pressed down by the rotor, so that here a vertical air movement, also called downwind, can be seen.
  • the rotor can produce buoyancy even if it flows from below. This is the s.g. Autorotation or windmill stage, e.g. used in engine failure. It then reduces the pitch of the rotor blades and the individual blades generate their own propulsion as a glider can fly without propulsion. In this case, the rotor is flown in from below. The airflow is slowed down by the rotor, which generates an upward force. The downdraft is now over the rotor.
  • Vortex Ring State There may be a dangerous flight condition between normal and autorotation when the helicopter drops into its own downwash due to its high sink rate and very slow forward flight, known as the Vortex Ring State (VRS). Ring vortices are formed at the rotor blade tips in such a way that the air masses pressed down are sucked in again above the rotor. The down-pressed air can not escape fast enough, so that the buoyancy abruptly leaves, so that the helicopter is partially uncontrollable and rapidly loses altitude. Typically, in such a critical maneuver up to 100 m altitude lost until the helicopter can be intercepted accordingly again. Especially near the ground, for whose flight operations helicopters are particularly suitable because of their system properties, this has fatal consequences.
  • Figure 1 shows an example of such a vortex ring stage.
  • a problem with this is that the prediction of such a vortex ring stage is subject to high inaccuracies, since the generation of the vortex depends on many factors. Thus, on the one hand, a correspondingly high rate of descent must be set and, on the other hand, a corresponding slower to even no forward flight exist. Moreover, the timing of the onset of the vortex ring stage may be dependent on a number of atmospheric factors that make forecasting methods very inaccurate. Another problem caused by rotor runoff is the highly inaccurate measurements of the relative motion of the air masses surrounding the helicopter. Such sensors, which detect a relative movement of the air masses surrounding an aircraft, thereby measure the dynamic pressure that occurs and can thus determine the speed of an aircraft relative to the surrounding air.
  • Such a sensor is known, for example, under the pitot tube.
  • the variometer is usually used, which measures the rate of change of the height-dependent air pressure.
  • All these sensors have the disadvantage that they measure the relative movement to the air surrounding the aircraft, which is only partially possible within the downwash (below the rotor) of a helicopter rotor. Because the induced from the rotor buoyancy Abwind thereby falsifies the measurement of the relative velocity of the surrounding air masses and thus provides only an approximate estimate of such speed.
  • the first object is achieved with the method of the type mentioned in the present invention with the steps:
  • the helicopter responds immediately to control inputs, for example by the pilot, ie the flight control signals used for flight control with respect to the vertical axis of motion of the helicopter result linearly in a corresponding movement of the vertical movement axis.
  • the distinction is important that ultimately the behavior of the helicopter is influenced by the control signals that arrive at the rotor.
  • the pilot makes a control input
  • the control signals are sent to the rotor, which cause an increase in the angle of attack of the rotor blades. decision speaking the helicopter responds then also with a vertical movement upwards.
  • the present invention proposes that the flight control signals used for flight control of the helicopter with respect to the vertical axis of motion be continuously determined and the vertical movements of the helicopter resulting from these flight control signals are also continuously detected accordingly, the early detection of the vortex ring stage then based on a correlation of these two pieces of information. Because of this correlation can then be determined whether the helicopter moves in the vicinity of the vortex ring stage, since his flight control signals result in a changed reaction behavior of the helicopter.
  • the flight control signals resulting from the control inputs of the pilot are determined.
  • additional control signals are generated and impressed on the flight control signals. It is conceivable that the additional, automatically generated control signals are also impressed if the flight control signals would bring about any changes in the flight state, so that the helicopter merely performs a movement in the vertical movement axis due to the generated, additional control signals.
  • These generated additional control signals can in particular be moni, low frequency control signals.
  • the early detection of the vortex ring stage takes place as a function of a non-linear correlation of flight control signals and vertical movement of the vertical movement axis. It was recognized that just when the helicopter approaches the vortex ring stage in its flight state, the correlation between flight control signal flight control signals and the resulting vertical motions will not correlate linearly. This can be determined, for example, by means of a function course, it being noted that the flatter the gradient of the curve, the closer the helicopter is at the vortex ring stage.
  • the acceleration or speed in the movement axis are advantageously determined.
  • the vertical acceleration can be determined by means of simple acceleration sensors.
  • the speed can be detected, for example, with the aid of GPS systems.
  • low frequency flight control inputs are apt to determine proximity to the vortex ring stage based on the correlation with vertical motions.
  • a frequency analysis of the flight control signals for example by means of a Fourier transformation, these can be easily determined.
  • the second object is achieved by the method of the type mentioned above for determining the speed of movement of a helicopter in the vertical movement axis relative to the air surrounding the helicopter with the following steps: Determining flight control signals for flight control relative to the vertical axis of motion of the helicopter and detecting resulting movements in the vertical axis of motion of the helicopter, and
  • the method for determining the movement speed relative to the air surrounding the helicopter is based on the same idea of the correlation between flight control signals and vertical movements of the vertical movement axis. Due to this correlation between the behavior of the helicopter in the vertical axis of motion and the associated flight control signals, the rate of descent can be estimated and the corresponding signals of the sensors mounted on the helicopter can thus be easily corrected. For this purpose, the
  • Flight control signals for flight control with respect to the vertical axis of motion of the helicopter determined. This determination can be done, for example, by tapping the flight control signals from a bus system within the helicopter. In addition, these become
  • Flight control signals continuously detected the resulting movement in the vertical axis of movement of the helicopter, so as to
  • Flight control signals to be associated with the associated vertical movements.
  • the vertical movements may be the vertical accelerations, which can be determined with the aid of suitable acceleration sensors, as are well known from the prior art.
  • the vertical movement can also be the speed of movement, for example, with the help of a GPS device absolutely to the sea surface determine.
  • the flight control signals are determined in dependence on control inputs of the pilot.
  • additional control signals with respect to the vertical movement axis are generated and then impressed on the flight control signals. This results in a corresponding behavior in the vertical axis of motion, which can then be detected.
  • This particular harmonicchoustägten additional control signals can be low frequency and usually have no large amplitude fluctuations, otherwise the helicopter would move very strong in the vertical.
  • FIG. 1 shows a schematic representation of the vortex ring stage
  • FIG. 2 shows the dependency of sinking speed and forward speed
  • FIG. 3 is a schematic representation of the control reaction chain
  • FIG. 1 shows the schematic representation of the vortex ring stage 3 in a helicopter 1.
  • the helicopter 1 has a rotor 2 which rotates at a corresponding rotational speed. Due to the slow to no forward flight and a correspondingly high sink rate, the helicopter 1 comes into its own downwash field so that the compressed air 3a can not be transported away fast enough. After a certain time, it then comes to the effect that the rotor 2 again sucks the downwardly depressed air 3a above its rotor (shown by the arrow 3b), so that the downwardly depressed air 3a is sucked in again. This creates a vortex ring 3 around the rotor blade tips whose flight state is then referred to as vortex ring stage.
  • FIG. 1 shows the relationship between sink rate and forward speed.
  • the forward flight velocity is plotted on the x-axis (Vx in m / s), the sinking velocity (Vz in m / s) being shown on the y-axis.
  • the helicopter In the upper area 21, the helicopter is in a normal operating range. There is no danger that the helicopter will enter the vortex ring stage at any point.
  • the commanded safety reserve In the intermediate area 22 is the commanded safety reserve. This area should be avoided by the pilots and serves to prevent the helicopter from entering the vortex ring stage when flying at the edge of normal operating range 21. However, if the helicopter is in the flight area 23, it is in the vortex ring stage. This area is characterized by a very low forward flight speed ( ⁇ 10 m / s) and a very high rate of descent (> 5 m / s). In this area 23, which is considered to be highly critical, the helicopter is then in the vortex ring stage, as shown in Figure 1.
  • FIG. 3 shows schematically the control reaction chain as used for the correlation of the present invention.
  • the control inputs 31 which are used as flight control signals 32 for flight control of the helicopter 33.
  • These flight control signals 32 may be control inputs 31 initiated by a pilot.
  • the present invention proposes that a harmonic control signal is generated in addition to the control inputs 31 of the pilot, which is then impressed on the control inputs 31, so that a flight control signal 32 results, which consists of the control inputs 31 of the pilot and the harmonic, automatically generated additional control signals.
  • These flight control signals 32 are then used to control the flight of the helicopter 33.
  • a corresponding behavior 34 in particular with respect to the vertical movement axis, can be recognized in the helicopter 33.
  • Such a behavior can be, for example, the position, the rate of rotation, the acceleration or the speed, which can be detected with corresponding sensors.
  • Both the input (flight control signals 32) and the output (behavior 34) are directed to a corresponding flight assistant 35 so that for each flight control signal there is also a corresponding movement of the helicopter in the vertical axis of motion. It should be noted that depending on the helicopter model, this behavior can easily occur with a time delay, so that sometimes between the flight control signals 32 and the resulting behavior 34 may have a time gap, which must be taken into account.
  • the flight assistance system 35 can now perform both early detection of the vortex ring stage and the determination of the relative velocity to the surrounding air due to the correlation between the flight control signals 32 and the behavior 34 in the vertical axis of movement of the helicopter 33.
  • FIG. 41 This correlation is shown schematically in FIG. There is shown a curve 41 showing the relationship of flight control signals and rate of descent.
  • the flight control signal here is the "collective input” on the x-axis, which enters the flight control with respect to the vertical axis of motion, and the y-axis plots the rate of descent as a movement in the vertical axis of motion.
  • the curve 41 in the upper region 42 is strictly linear, which means that the flight control signals result in immediate and linear motion.
  • the behavior of the helicopter with respect to its vertical axis of motion is completely linearly dependent on the input.
  • the rate of descent is increased by appropriate control signals, the risk of a vortex ring stage also increases. From a certain moment this can be seen in the curve 41, namely in the region 43. From this range the relationship between sinking speed and control input is changed, ie entered flight control signals have an effect on the behavior of the helicopter, which differs from the normal case ,
  • This modified area 43 can be determined, for example, based on the gradient of the curve in these areas, in such a way that the gradient decreases at this point. It was found that the more the gradient decreases, the closer the helicopter moves with its flight state in the vicinity of the vortex ring stage.
  • the relative speed with respect to the surrounding air of the helicopter can also be approximately estimated, since it is possible to ascertain in which area it is moving on account of the behavior of the helicopter. With knowledge of the relative velocity, as it is usually supplied by the sensors faulty, this signal can then be corrected with the help of this present correlation. Because the closer the helicopter is operated at the critical area of the vortex ring stage, the less accurate the information provided by the sensors with respect to the relative velocity of the surrounding air.
  • Figure 5 shows a different input-output behavior. In this case, a harmonic control signal 51 is generated, which is impressed on the flight control signals and thus enters the flight control.

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Abstract

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Früherkennung des Wirbelringstadiums bei einem Hubschrauber, mit den Schritten: Ermitteln von Flugsteuersignalen zur Flugsteuerung bezüglich der vertikalen Bewegungsachse des Hubschraubers und Detektieren daraus resultierender Bewegungen in der vertikalen Bewegungsachse des Hubschraubers und Früherkennung des Wirbelringstadiums des Hubschraubers in Abhängigkeit einer Korrelation zwischen den Flugsteuersignalen und den vertikalen Bewegungen in der vertikalen Bewegungsachse.

Description

FRÜHERKENNUNG EINES WIRBELRINGSTADIUMS
Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Früherkennung des Wirbelringstadiums bei einem Hubschrauber. Die Erfindung betrifft auch ein Flugassistenzsystem hierzu.
Darüber hinaus betrifft die Erfindung auch ein Verfahren zum Bestimmen der Bewegungsgeschwindigkeit eines Hubschraubers in der vertikalen Bewegungsachse relativ zu der den Hubschrauber umgebenden Luft. Die Erfindung betrifft ebenfalls ein Flugassistenzsystem dazu.
Das System Hubschrauber ist gekennzeichnet durch einen aus einer Mehrzahl von Rotorblättern bestehenden Rotor, der sich mit einer definierten Geschwindigkeit dreht. Die einzelnen Rotorblätter weisen dabei ein bestimmtes Profil auf und sind darüber hinaus an dem Rotorkopf des Rotors um ihre Längsachse drehbar angeordnet, so dass durch das Zusammenspiel von Rotorblattprofil und Anstellwinkel während des Umlaufes ein Auftrieb erzeugt wird, der denen von Starrflüglern ähnelt. Aufgrund des durch den Rotorumlauf bedingten Auftriebs innerhalb der Rotorebene werden vertikale Luftbewegungen innerhalb der Rotorebene induziert. Im Normalfall wird ein Luftdurchfluss von oben durch den Rotor nach unten induziert. Mit anderen Worten, aufgrund des Auftriebes, der durch den sich drehenden Rotor erzeugt wird und dem Hubschrauber dadurch seine Flugeigen-
BESTÄTIGUNGSKOPIE schaft verleiht, wird die Luft durch den Rotor nach unten gedrückt, so dass hier eine vertikale Luftbewegung, auch Abwind genannt, zu erkennen ist.
Der Rotor kann auch bei einer Anströmung von unten einen Auftrieb produzie- ren. Dabei handelt es sich um die s.g. Autorotation oder Windmühlenstadium, das z.B. beim Triebwerksausfall genutzt wird. Es wird dann der Einstellwinkel der Rotorblätter reduziert und die einzelnen Blätter generieren ihren eigenen Vortrieb wie auch ein Segelflugzeug ohne Antrieb fliegen kann. In diesem Fall wird der Rotor von unten angeströmt. Der Luftstrom wird durch den Rotor et- was abgebremst, welches eine Kraft nach oben generiert. Der Abwind ist nun über dem Rotor.
Zwischen dem Normalfall und der Autorotation kann es zu einem gefährlichen Flugzustand kommen, wenn der Hubschrauber aufgrund seiner hohen Sinkrate und des sehr langsamen Vorwärtsfluges in seinen eigenen Abwind fällt, was als Wirbelringstadium (VRS - Vortex Ring State) bekannt ist. Dabei bilden sich an den Rotorblattspitzen Ringwirbel derart, dass die nach unten gedrückten Luftmassen oberhalb des Rotors wieder angesaugt werden. Die nach unten gedrückte Luft kann dabei nicht schnell genug entweichen, so dass der Auftrieb plötzlich abreist, so dass der Hubschrauber teilweise unkontrollierbar wird und rapide an Höhe verliert. Typischerweise gehen bei einem solchen kritischen Flugmanöver bis zu 100 m Höhe verloren, bis der Hubschrauber entsprechend wieder abgefangen werden kann. Gerade in Bodennähe, für dessen Flugbetrieb Hubschrauber insbesondere aufgrund ihrer Systemeigenschaft geeignet sind, hat dies fatale Folgen. Figur 1 zeigt ein Beispiel eines solchen Wirbelringstadiums.
Ein Problem dabei ist, dass die Vorhersage eines solchen Wirbelringstadiums mit hohen Ungenauigkeiten behaftet ist, da das Entstehen der Wirbel von vie- len Faktoren abhängig ist. So muss zum Einen eine entsprechend hohe Sinkrate eingestellt werden und zum Anderen ein entsprechender langsamer bis gar kein Vorwärtsflug existieren. Darüber hinaus kann der Zeitpunkt des Eintretens des Wirbelringstadiums von einer Reihe von atmosphärischen Faktoren abhängig sein, die Vorhersageverfahren sehr ungenau machen. Ein weiteres Problem, das durch den Rotorabwind verursacht wird, sind die hochgradig ungenauen Messungen der Relativbewegung der den Hubschrauber umgebenden Luftmassen. Solche Sensoren, welche eine Relativbewegung der ein Luftfahrzeug umgebenden Luftmassen detektieren, messen dabei den auftretenden Staudruck und können so die Geschwindigkeit eines Luftfahrzeu- ges gegenüber der umgebenden Luft ermitteln. Solch ein Sensor ist beispielsweise unter dem Pitotrohr bekannt. Für Höhenänderungen wird dabei meist das Variometer eingesetzt, welches die Änderungsgeschwindigkeit des von der Höhe abhängigen Luftdruckes misst. All diese Sensoren haben dabei den Nachteil, dass sie die Relativbewegung zu der das Luftfahrzeug umgebenden Luft messen, was innerhalb des Abwindes (unterhalb des Rotors) eines Hubschrauberrotors nur bedingt möglich ist. Denn der aus dem Rotorauftrieb induzierte Abwind verfälscht dabei die Messung der Relativgeschwindigkeit der umgebenden Luftmassen und bietet somit nur eine näherungsweise Schätzung einer solchen Geschwindigkeit.
Aufgrund der Ungenauigkeiten der Messsensoren und der Gefahr des Wirbelringstadiums werden Hubschrauberpiloten heutzutage darin geschult, die kritischen Flugbereiche mit einer größtmöglichen Sicherheitsreserve zu umfliegen. Dies führt jedoch in vielen Bereichen zu einer unökonomischen Flugweise, die in heutigen Zeiten mehr und mehr an Bedeutung gewinnt.
Aufgabe Im Hinblick auf die oben genannte Problematik ist es daher Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein verbessertes Verfahren und ein entsprechendes Assis- tenzsystem anzugeben, mit dem die Nähe zum Wirbelringstadium detektiert werden kann und somit einen ökonomischeren und ökologischeren Flugbetrieb gewährleistet. Darüber hinaus ist es auch Aufgabe der vorliegenden Erfindung, die durch den Rotorabwind gestörten Messsensoren für die Vertikalgeschwindigkeiten relativ zu der umgebenden Luft in ihrer Genauigkeit zu erhöhen.
Lösung
Die erste Aufgabe wird mit dem Verfahren der eingangs genannten Art erfindungsgemäß gelöst mit den Schritten:
Ermitteln von Flugsteuersignalen zur Flugsteuerung bezüglich der verti- kalen Bewegungsachse des Hubschraubers und Detektieren daraus resultierender Bewegungen in der vertikalen Bewegungsachse des Hubschraubers und
Früherkennung des Wirbelringstadiums des Hubschraubers in Abhängig- keit einer Korrelation zwischen den Flugsteuersignalen und den vertikalen Bewegungen in der vertikalen Bewegungsachse.
Grundsätzlich reagiert der Hubschrauber bei Steuereingaben beispielsweise durch den Piloten sofort, d.h. die Flugsteuersignale, die zur Flugsteuerung be- züglich der vertikalen Bewegungsachse des Hubschraubers verwendet werden, resultieren linear in einer entsprechenden Bewegung der vertikalen Bewegungsachse. Hierbei ist die Unterscheidung wichtig, dass letztendlich das Verhalten des Hubschraubers durch die Steuersignale, die am Rotor ankommen, beeinflusst wird. Beispielhaft sei hier erwähnt, dass, wenn der Pilot eine Steu- ereingabe nach oben macht, die Steuersignale an den Rotor geschickt werden, die eine Vergrößerung des Anstellwinkels der Rotorblätter verursachen. Ent- sprechend reagiert der Hubschrauber dann auch mit einer vertikalen Bewegung nach oben.
Nun wurde erkannt, dass kurz vor dem Eintritt in das Wirbelringstadium sich dieses ansonst lineare Signalreaktionsmuster ändert. Entsprechende Steuereingaben werden dabei nicht sofort in entsprechende nach oben gerichtete Vertikalbewegungen umgesetzt, sondern sind abgeschwächt oder ganz und gar non-linear. Daher schlägt die vorliegende Erfindung vor, dass kontinuierlich die Flugsteuersignale, die zur Flugsteuerung des Hubschraubers bezüglich der ver- tikalen Bewegungsachse verwendet werden, ermittelt werden und die aus diesen Flugsteuersignalen resultierenden vertikalen Bewegungen des Hubschraubers ebenfalls entsprechend kontinuierlich detektiert werden, wobei die Früherkennung des Wirbelringstadiums dann anhand einer Korrelation dieser beiden Informationen erfolgt. Denn anhand dieser Korrelation kann dann festgestellt werden, ob der Hubschrauber sich in der Nähe des Wirbelringstadiums bewegt, da seine Flugsteuersignale in ein verändertes Reaktionsverhalten des Hubschraubers resultieren.
Vorteilhafterweise werden dabei die Flugsteuersignale ermittelt, die sich aus den Steuereingaben des Piloten ergeben.
Um sicherzustellen, dass auch kontinuierlich entsprechende Flugsteuersignale und die daraus resultierenden Bewegungen in der vertikalen Bewegungsachse für die Früherkennung des Wirbelringstadiums vorliegen, ist es ganz besonders vorteilhaft, wenn zusätzliche Steuersignale generiert und auf die Flugsteuersignale aufgeprägt werden. Dabei ist es denkbar, dass die zusätzlichen, automatisch generierten Steuersignale auch dann aufgeprägt werden, wenn die Flugsteuersignale keinerlei Veränderungen im Flugzustand herbeiführen würden, so dass der Hubschrauber lediglich eine Bewegung in der vertikalen Be- wegungsachse aufgrund der generierten, zusätzlichen Steuersignale durchführt. Diese generierten zusätzlichen Steuersignale können insbesondere har- monische, niederfrequente Steuersignale sein.
Ganz besonders vorteilhaft ist es dabei, wenn die Früherkennung des Wirbelringstadiums in Abhängigkeit einer nicht linearen Korrelation von Flugsteuer- Signalen und vertikalen Bewegung der vertikalen Bewegungsachse erfolgt. Dabei wurde erkannt, dass gerade dann, wenn sich der Hubschrauber in seinem Flugzustand dem Wirbelringstadium nähert, dass dann die Korrelation zwischen Flugsteuersignal Flugsteuersignale mit den daraus resultierenden vertikalen Bewegungen nicht linear korrelieren,. Dies kann beispielsweise anhand eines Funktionsverlaufes ermittelt werden, wobei festzustellen ist, dass je flacher der Gradient der Kurve ist, desto näher sich der Hubschrauber am Wirbelringstadium befindet.
Zum Detektieren der Bewegung in der vertikalen Bewegungsachse des Hub- schraubers werden vorteilhafterweise die Beschleunigung oder Geschwindigkeit in der Bewegungsachse ermittelt. Die vertikale Beschleunigung lässt sich dabei mittels einfacher Beschleunigungssensoren feststellen. Die Geschwindigkeit kann dabei beispielsweise mit Hilfe von GPS-Systemen detektiert werden.
Darüber hinaus wurde erkannt, dass insbesondere niederfrequente Flugsteuereingaben dafür geeignet sind, anhand der Korrelation mit den vertikalen Bewegungen die Nähe zum Wirbelringstadium zu ermitteln. Durch eine Frequenzanalyse der Flugsteuersignale, beispielsweise mittels einer Fouriertransforma- tion lassen sich diese dabei leicht ermitteln.
Die zweite Aufgabe wird mit dem Verfahren der eingangs genannten Art zur Bestimmung der Bewegungsgeschwindigkeit eines Hubschraubers in der vertikalen Bewegungsachse relativ zu der den Hubschrauber umgebenden Luft ge- löst mit den Schritten: Ermitteln von Flugsteuersignalen zur Flugsteuerung bezüglich der vertikalen Bewegungsachse des Hubschraubers und Detektieren daraus resultierender Bewegungen in der vertikalen Bewegungsachse des Hubschraubers, und
Bestimmen der Bewegungsgeschwindigkeit in Abhängigkeit einer Korrelation zwischen den Flugsteuersignalen und den vertikalen Bewegungen in der vertikalen Bewegungsachse.
Dem Verfahren zur Bestimmung der Bewegungsgeschwindigkeit relativ zu der dem Hubschrauber umgebenden Luft basiert dabei auf der gleichen Idee der Korrelation zwischen Flugsteuersignalen und vertikalen Bewegungen der vertikalen Bewegungsachse. Aufgrund dieser Korrelation zwischen dem Verhalten des Hubschraubers in der vertikalen Bewegungsachse und den dazugehörigen Flugsteuersignalen kann die Sinkgeschwindigkeit abgeschätzt werden und die entsprechenden Signale der an dem Hubschrauber angeordneten Sensoren können somit leicht korrigiert werden. Hierzu werden kontinuierlich die
Flugsteuersignale zur Flugsteuerung bezüglich der vertikalen Bewegungsachse des Hubschraubers ermittelt. Diese Ermittlung kann beispielsweise dadurch geschehen, dass die Flugsteuersignale von einem Bussystem innerhalb des Hubschraubers abgegriffen werden. Darüber hinaus werden zu diesen
Flugsteuersignalen kontinuierlich die daraus resultierende Bewegung in der vertikalen Bewegungsachse des Hubschraubers detektiert, um so die
Flugsteuersignale mit den dazu gehörigen vertikalen Bewegungen in Verbindung bringen zu können.
Die vertikalen Bewegungen können dabei die vertikalen Beschleunigungen sein, die sich mit Hilfe von geeigneten Beschleunigungssensoren, wie sie aus dem Stand der Technik hinreichend bekannt sind, ermittelt werden können. Die vertikale Bewegung kann aber auch die Bewegungsgeschwindigkeit sein, die sich beispielsweise mit Hilfe eines GPS-Gerätes absolut zur Meeresoberfläche bestimmen lässt.
Vorteilhafterweise werden die Flugsteuersignale in Abhängigkeit von Steuereingaben des Piloten ermittelt. Um zu jedem Zeitpunkt aber entsprechende Flugsteuersignale auswerten zu können, ist es besonders vorteilhaft, wenn zusätzliche Steuersignale bezüglich der vertikalen Bewegungsachse generiert werden und dann auf die Flugsteuersignale aufgeprägt werden. Daraus ergibt sich grundsätzlich ein entsprechendes Verhalten in der vertikalen Bewegungsachse, das dann detektiert werden kann. Diese insbesondere harmonisch auf- geprägten zusätzlichen Steuersignale können dabei niederfrequent sein und weisen in der Regel keine großen Amplitudenausschläge auf, da sich ansonsten der Hubschrauber sehr stark in der Vertikalen bewegen würde.
Die Erfindung wird anhand der beigefügten Zeichnungen beispielhaft näher erläutert. Es zeigen:
Figur 1 - schematische Darstellung des Wirbelringstadiums,
Figur 2 - Darstellung der Abhängigkeit von Sinkgeschwindigkeit und Vorwärtsgeschwindigkeit,
Figur 3 - schematische Darstellung der Steuerreaktionskette,
Figur 4 - schematische Darstellung der Korrelation, und
Figur 5 - Darstellung eines unterschiedlichen Input-Output-Verhaltens. Die Figur 1 zeigt die schematische Darstellung des Wirbelringstadiums 3 bei einem Hubschrauber 1. Der Hubschrauber 1 hat einen Rotor 2, der sich mit einer entsprechenden Umlaufgeschwindigkeit dreht. Aufgrund des langsamen bis gar keinen Vorwärtsfluges und einer entsprechend hohen Sinkrate kommt der Hubschrauber 1 in sein eigenes Abwindfeld, so dass die nach unten ge- drückte Luft 3a nicht schnell genug weg transportiert werden kann. Nach einer gewissen Zeit kommt es dann zu dem Effekt, dass der Rotor 2 die nach unten weg gedrückte Luft 3a oberhalb seines Rotors wieder ansaugt (dargestellt durch den Pfeil 3b), so dass die nach unten weg gedrückte Luft 3a wieder angesaugt wird. Dabei entsteht ein Wirbelring 3 um die Rotorblattspitzen, deren Flugzustand dann als Wirbelringstadium bezeichnet wird.
Das Problem dabei ist, dass aufgrund des Ansaugens des eigenen Abwindfeldes 3a der Auftrieb rapide abnimmt und der Hubschrauber somit zunächst einmal nach unten durchfällt. Dabei können meist mehrere hundert Meter verloren gehen, bis der Hubschrauber 1 wieder in einen normalen Flugzustand geführt werden kann. Figur 2 zeigt das Verhältnis zwischen Sinkgeschwindigkeit und Vorwärtsgeschwindigkeit. Dabei ist auf der x-Achse die Vorwärtsfluggeschwindigkeit aufgetragen (Vx in m/s), wobei auf der y-Achse die Sinkgeschwindigkeit (Vz in m/s) dargestellt ist. Im oberen Bereich 21 befindet sich der Hubschrauber in einem normalen Betriebsbereich. Hier besteht an keiner Stelle die Gefahr, dass der Hubschrauber in den Wirbelringstadium gerät.
Im dazwischenliegenden Bereich 22 befindet sich die befohlene Sicherheitsre- serve. Dieser Bereich soll von den Piloten vermieden werden und dient dazu, dass der Hubschrauber nicht in das Wirbelringstadium gerät, wenn er am Rande des normalen Betriebsbereiches 21 fliegt. Befindet sich der Hubschrauber allerdings in dem Flugbereich 23, so befindet er sich im Wirbelringstadium. Dieser Bereich ist gekennzeichnet durch eine sehr geringe Vorwärtsflugge- schwindigkeit (< 10 m/s) sowie einer sehr hohen Sinkgeschwindigkeit (> 5 m/s). In diesem Bereich 23, der als höchst kritisch anzusehen ist, befindet sich der Hubschrauber dann in dem Wirbelringstadium, wie es in Figur 1 gezeigt ist.
Figur 3 zeigt schematisch die Steuerreaktionskette, so wie sie für die Korrelati- on der vorliegenden Erfindung verwendet wird. Auf der linken Seite stehen die Steuereingaben 31 , die als Flugsteuersignale 32 zur Flugsteuerung des Hubschraubers 33 verwendet werden. Diese Flugsteuersignale 32 können zum Einen Steuereingaben 31 sein, die von einem Piloten initiiert wurden. Um aber auch in jeder Situation niederfrequente Steuereingaben 31 zu erhalten, schlägt die vorliegende Erfindung vor, dass ein harmonisches Steuersignal zusätzlich zu den Steuereingaben 31 des Piloten erzeugt wird, das dann auf die Steuereingaben 31 aufgeprägt wird, so dass sich ein Flugsteuersignal 32 ergibt, welches aus den Steuereingaben 31 des Piloten und den harmonischen, automatisch generierten zusätzlichen Steuersignalen besteht. Diese Flugsteuersignale 32 werden dann zur Flugsteuerung des Hubschraubers 33 verwendet. Aufgrund dieser Flugsteuersignale 32 ist bei dem Hubschrauber 33 ein entsprechendes Verhalten 34, insbesonderen bezüglich der vertikalen Bewegungsachse, zu erkennen. Ein solches Verhalten kann dabei beispielsweise die Lage, die Drehrate, die Beschleunigung oder die Geschwindigkeit sein, was sich mit entsprechenden Sensoren detektieren lässt.
Sowohl der Input (Flugsteuersignale 32) als auch der Output (Verhalten 34) werden in einen entsprechenden Flugassistenten 35 geleitet, so dass für jedes Flugsteuersignal auch eine entsprechende Bewegung des Hubschraubers in der vertikalen Bewegungsachse vorliegt. Dabei ist zu beachten, dass je nach Hubschraubermodell dieses Verhalten leicht zeitverzögert eintreten kann, so dass hier mitunter zwischen den Flugsteuersignalen 32 und dem daraus resultierenden Verhalten 34 eine zeitliche Lücke liegen kann, die mitberücksichtigt werden muss. Das Flugassistenzsystem 35 kann nun aufgrund der Korrelation zwischen den Flugsteuersignalen 32 und dem Verhalten 34 in der vertikalen Bewegungsachse des Hubschraubers 33 sowohl eine Früherkennung für das Wirbelringstadium als auch die Bestimmung der Relativgeschwindigkeit zur umgebenden Luft durchführen.
Diese Korrelation ist schematisch in Figur 4 dargestellt. Dort wird eine Kurve 41 gezeigt, die das Verhältnis von Flugsteuersignalen und Sinkgeschwindigkeit zeigt. Als Flugsteuersignal wird hier der„Kollektivinput" auf der x-Achse angegeben, der die Flugsteuerung bezüglich der vertikalen Bewegungsachse betritt. Auf der y-Achse ist die Sinkgeschwindigkeit als Bewegung in der vertikalen Bewegungsachse aufgetragen.
Wie zu erkennen ist, ist die Kurve 41 im oberen Bereich 42 strikt linear, was bedeutet, dass die Flugsteuersignale eine sofortige und lineare Bewegung zur Folge haben. Mit anderen Worten, das Verhalten des Hubschraubers bezüglich seiner vertikalen Bewegungsachse ist vollständig linear abhängig von dem Input. Wird durch entsprechende Steuersignale die Sinkgeschwindigkeit erhöht, so wird auch die Gefahr eines Wirbelringstadiums größer. Ab einem bestimmten Moment ist dies in der Kurve 41 zu erkennen, und zwar im Bereich 43. Ab die- sem Bereich ist das Verhältnis zwischen Sinkgeschwindigkeit und Steuereingabe verändert, d.h. eingegebene Flugsteuersignale haben eine Auswirkungen auf das Verhalten des Hubschraubers, die gegenüber dem Normalfall abweicht. Dieser geänderte Bereich 43 lässt sich beispielsweise anhand des Gradienten der Kurve in diesen Bereichen feststellen, und zwar derart, dass der Gradient an dieser Stelle abnimmt. Dabei wurde festgestellt, dass je mehr der Gradient abnimmt, desto näher rückt der Hubschrauber mit seinem Flugzustand in die Nähe des Wirbelringstadiums.
Diese in Figur 4 dargestellte Korrelation hat dabei den entscheidenden Vorteil, dass anhand der im Hubschrauber vorliegenden Daten nunmehr sicher festgestellt werden kann, wie nahe der Hubschrauber an dem kritischen Flugbereich des Wirbelringstadiums betrieben wird.
Unter Kenntnis dieser Korrelation, wie sie in Figur 4 dargestellt ist, lässt sich darüber hinaus auch die Relativgeschwindigkeit bezüglich der umgebenden Luft des Hubschraubers näherungsweise abschätzen, da aufgrund des Verhaltens des Hubschraubers festgestellt werden kann, in welchem Bereich er sich bewegt. Unter Kenntnis der Relativgeschwindigkeit, so wie sie von den Sensoren meist fehlerhaft geliefert wird, lässt sich dieses Signal dann mit Hilfe dieser vorliegenden Korrelation korrigieren. Denn je näher der Hubschrauber am kritischen Bereich des Wirbelringstadiums betrieben wird, desto ungenauer werden die von den Sensoren gelieferten Informationen bezüglich der Relativgeschwindigkeit der umgebenden Luft. Figur 5 zeigt ein unterschiedliches Input-Output-Verhalten. Dabei wird ein harmonisches Steuersignal 51 generiert, das auf die Flugsteuersignale aufgeprägt wird und somit in die Flugsteuerung eingeht. Wie im oberen Diagramm a) dargestellt, erfolgt aufgrund der harmonischen Anregung durch das generierte zusätzliche Steuersignal 51 ein entsprechendes Verhalten in der vertikalen Bewegungsachse 52, das vollständig linear von dem Steuersignal 51 abhängt. Mit anderen Worten, der Hubschrauber befindet sich in dem Flugbereich, der in Figur 4 im linearen Bereich 42 gezeigt ist.
Kommt der Hubschrauber nun in den kritischen Bereich des Wirbelringstadiums, so verändert sich dieses Verhalten in der vertikalen Bewegungsachse, so wie es im Diagramm b) dargestellt ist. Trotz der harmonischen Anregung durch das harmonische Steuersignal 51 kann eine nicht lineare Reaktion bzw. Verhalten 53 festgestellt werden, was hier im Diagramm B mittels einer Fouriertransformation auf die Zeit übertragen wurde. Dabei ist festzustellen, dass die Bewegung in der vertikalen Bewegungsachse des Hubschraubers, so wie sie durch den Verlauf 53 im Diagramm B dargestellt ist, trotz des amplitudenstarken, harmonischen Steuersignals 51 sehr schwach ist, was darauf hindeutet, dass der Hubschrauber trotz Ansteuerung nur wenig Bewegung in der Hubachse vollzieht. Daraus lässt sich dann eine Früherkennung für das Wirbelringstadium ableiten bzw. die Nähe zum Wirbelringstadium anhand der Korrelation zwischen Ansteuerung und Bewegung feststellen.

Claims

Patentansprüche
1. Verfahren zur Früherkennung des Wirbelringstadiums bei einem Hubschrauber, mit den Schritten:
Ermitteln von Flugsteuersignalen zur Flugsteuerung bezüglich der vertikalen Bewegungsachse des Hubschraubers und Detektieren daraus resultierender Bewegungen in der vertikalen Bewegungsachse des Hubschraubers und
Früherkennung des Wirbelringstadiums des Hubschraubers in Abhängigkeit einer Korrelation zwischen den Flugsteuersignalen und den vertikalen Bewegungen in der vertikalen Bewegungsachse.
2. Verfahren nach Anspruch 1 , gekennzeichnet durch Ermitteln der
Flugsteuersignale in Abhängigkeit von Steuereingaben zur Flugsteuerung eines Piloten bezüglich der vertikalen Bewegungsachse des Hubschraubers.
3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, gekennzeichnet durch Generieren von zusätzlichen, insbesondere harmonischen Steuersignalen bezüglich der vertikalen Bewegungsachse des Hubschraubers und Aufprägen der zusätzlichen Steuersignale auf die Flugsteuersignale.
4. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch Früherkennung des Wirbelringstadiums in Abhängigkeit einer geänderten Korrelation von Flugsteuersignalen und vertikalen Bewegungen in der vertikalen Bewegungsachse.
5. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch Detektieren von Beschleunigungen, Lage, Drehraten und/oder Geschwindigkeiten als Bewegungen in der vertikalen Bewegungsachse des Hubschraubers. Flugassistenzsystem zur Früherkennung des Wirbelringstadiums eines Hubschraubers, wobei der Flugassistent zur Durchführung des Verfahrens nach einem der vorhergehenden Ansprüche eingerichtet ist.
Verfahren zum Bestimmen der Bewegungsgeschwindigkeit eines Hubschraubers in der vertikalen Bewegungsachse relativ zu der den Hubschrauber umgebenden Luft, mit den Schritten:
Ermitteln von Flugsteuersignalen zur Flugsteuerung bezüglich der vertikalen Bewegungsachse des Hubschraubers und Detektieren daraus resultierender Bewegungen in der vertikalen Bewegungsachse des Hubschraubers und
Bestimmen der Bewegungsgeschwindigkeit in Abhängigkeit einer Korrelation zwischen den Flugsteuersignalen und den vertikalen Bewegungen in der vertikalen Bewegungsachse.
Verfahren nach Anspruch 7, gekennzeichnet durch Ermitteln der
Flugsteuersignale in Abhängigkeit von Steuereingaben zur Flugsteuerung eines Piloten bezüglich der vertikalen Bewegungsachse des Hubschraubers.
Verfahren nach Anspruch 7 oder 8, gekennzeichnet durch Generieren von zusätzlichen, insbesondere harmonischen Steuersignalen bezüglich der vertikalen Bewegungsachse des Hubschraubers und Aufbringen der zusätzlichen Steuersignale auf die Flugsteuersignale.
Verfahren nach einem der Ansprüche 7 bis 9, gekennzeichnet durch Detektieren von Beschleunigungen, Lagen, Drehraten und/oder Geschwindigkeiten als Bewegung in der vertikalen Bewegungsachse des Hubschraubers.
1. Verfahren nach einem der Ansprüche 7 bis 10, gekennzeichnet durch De- tektieren von gemessenen Bewegungsgeschwindigkeiten des Hubschraubers in der vertikalen Bewegungsachse relativ zu der den Hubschrauber umgehenden Luft mittels Sensoren und Bestimmen der Bewegungsgeschwindigkeit weiterhin in Abhängigkeit der gemessenen Bewegungsgeschwindigkeiten.
2. Flugassistenzsystem zum Bestimmen der Bewegungsgeschwindigkeit eines Hubschraubers in der vertikalen Bewegungsachse relativ zu der den Hubschrauber umgebenden Luft, wobei das Flugassistenzsystem zur Durchführung des Verfahrens nach einem der Ansprüche 7 bis 11 eingerichtet ist.
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