DE2611288A1

DE2611288A1 - Steuersystem

Info

Publication number: DE2611288A1
Application number: DE19762611288
Authority: DE
Inventors: Harry Miller
Original assignee: Sperry Rand Corp
Current assignee: Unisys Corp
Priority date: 1975-03-17
Filing date: 1976-03-17
Publication date: 1976-11-04
Also published as: BR7601556A; FR2304951B1; JPS51116600A; US4035705A; IT1074450B; CA1050635A; GB1534353A; FR2304951A1

Description

Patentanwälte D^:p^:.-!ng. Curt Wallach Dipl.- !ng. Günther Koch Dipl.-Phys. Dr.Tino Haibach Dipl.-lng. Rainer Feldkamp

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

Datum: I¹J. März 197Ö

Unser Zeichen: 15 451 - Fk/Ne

Sperry Rand Corporation New York, USA

Steuersystem

Die Erfindung bezieht sich auf Steuersysteme und insbesondere auf Zweikanal-Flugsteuersysteme zur Einstellung der Lagensteuerflächen von Luftfahrzeugen.

Wie es gut bekannt ist, legen Luftfahrtbehörden wie z.B. die Federal Aviation Authority in den Vereinigten Staaten von Amerika Sioherheitsforderungen für die Betriebseigenschaften von automatischen Flugsteuersystemen fest. Beispielsweise muß bezüglich der Luftfahrzeug-Längsneigungsachse bei Auftreten eines Endausschlags-Fehlers die Änderung des Lastfaktors des Luftfahrzeuges auf Werte begrenzt werden, die typischerweise im Bereich von + oder - 1 liegen. Wenn das Luftfahrzeug auf einem geraden Flugweg fl^gt, ist der Lastfaktor N gleich 1. Üblicherweise wird eine genaue Servomotor-Drehmomentbegrenzung verwendet, um das Drehmoment des Servomotors auf einen derartigen Wert zu begrenzen, daß die maximal zulässige Lastfaktoränderung im am stärksten kritischen Flugzustand des Luftfahrzeuges nicht überschritten wird. Typischerweise kann der Servo-

609845/O2S0

Stellbereich auf der Grundlage des Hochgeschwindigkeits-Betriebszustandes des Luftfahrzeuges mit einem hinten liegenden Schwerpunkt festgelegt werden. Heutige Vorschriften sind in manchen Fällen noch enger und erfordern, daß der maximale Lastfaktor auf Grund eines Endausschlag-Fehlers in einer speziellen Richtung nicht überschritten wird, wenn der Autopilot die Längsneigungslagen-Steuerfläche an ihrer maximalen Stellbereichsgrenze in der entgegengesetzten Richtung hält, wie dies auf Grund ekles fehlerhaft ausgetrimmten Flugzeugzustandes auftreten könnte. V/eil die übliche Drehmomentbegrenzung für einen einzigen Flugzustand ausgelegt ist, beschränkt diese übliche Praxis stark die Betriebseigenschaften in anderen Flugzuständen. Im allgemeinen sind die Betriebseigenschaften unter anderen Bedingungen, die einen größeren Servo-Stellbereich erfordern, als er durch die Drehmomentbegrenzung ermöglicht wird, stark beeinträchtigt. Ein derartiger beeinträchtigter Flugzustand würde sich typischerweise bei niedrigen Geschwindigkeiten mit einem vorne liegenden Schwerpunkt ergeben., wie er beispielsweise unter Anflugbedingungen vorhanden ist. Daher werden, obwohl Manöver mit übermäßigem Lastfaktor verhindert werden, die Betriebseigenschaften des Luftfahrzeuges über Teile des Betriebsbereiches des Luftfahrzeuges schwerwiegend beeinträchtigt.

Das Verhalten derartiger bekannter Systeme ist daher gegenüber Änderungen der Luftfahrzeug-Konfiguration empfindlich, wie z.B. Änderungen der Geschwindigkeit, der Lage des Schwerpunktes, der Klappen- und Vorflügel-Stellung, der Stellung der horizontalen Ruderflosse, der veränderlichen Geometrie der aerodynamischen Steuerflächenanordnungen und ähnlichem. Derartige bekannte Systeme verwenden Überwachungsschaltungen, um die Verwendung eines vergrößerten Drehmomentes zu ermöglichen. Derartige System sind jedoch gegenüber Fehlabschaltungen oder Fehlalarme empfindlich.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Steuersystem der eingangs genannten Art zu schaffen, das einen sicheren und

S09845/02SÖ ·/·

wirksamen Servostellbereich und eine Servowirksamkeit über den gesamten Betriebsbereich eines lenkbaren Fahrzeuges ergibt, vorzugsweise unter Einschluß von Änderungen von aerodynamischen Steuerflächenkonfigurationen mit veränderlicher Geometrie, ohne daß eine genaue Servo-Drehmomentbegrenzung erforderlich ist, so daß sich ein Plugsteuersystem ergibt, das Manöver auf Grund von fehlerhaften Punktionen auf sichere Werte über den gesamten Betriebsbereich des Fahrzeuges begrenzt, ohne daß die Betriebseigenschaften beeinträchtigt werden, wobei das System weiterhin nicht gegenüber Fehlwarnungen und -abschaltungen empfindlich ist.

Ein erfindungsgemäßes Steuersystem zur'Steuerung der Bewegung eines einstellbaren Lagensteuerelementes eines lenkbaren Fahrzeuges umfaßt eine gemeinsame Befehlssignalquelle, erste und zweite im wesentlichen identische Servokanäle, die mit der gemeinsamen Befehlssignalquelle verbunden sind und jeweilige erste und zweite Servoausgänge in Abhängigkeit von dem gemeinsamen Befehlssignal der Quelle liefern, auf die ersten und zweiten Servoausgänge ansprechende Summiereinrichtungen,. die zwischen den ersten und zweiten Servokanälen und dem Lagensteuerelement eingekoppelt sind, um die Bewegung dieses Steuerelementes entsprechend der algebraischen Summe der ersten und zweiten Servoausgänge zu steuern, auf die ersten und zweiten Servoausgänge ansprechende Rückführungseinrichtungen zur Lieferung von Rückführungssignalen an die ersten und zweiten Servokanäle derart, daß eine durch einen Ausfall in einem Servokanal hervorgerufene Bewegung des Lagensteuerelementes durch die Bewegung des Ausganges des anderen Servokanals kompensiert wird, so daß unerwünschte Manöver des Fahrzeuges weitgehend verringert werden, und erste und zweite Begrenzungseinrichtungen, die zwischen der gemeinsamen Befehlssignalquelle und den ersten und zweiten Servokanälen eingeschaltet sind, um das gemeinsamen Befehlssignal zu begrenzen, um unerwünschte Manöver des Fahrzeuges soweit wie möglich zu verringern, wenn ein Ausfall in der gemeinsamen Befehlssignalquelle auftritt.

609845/026 0 /

Auf diese Weise wird die vorstehend genannte Aufgabe durch Verwendung eines-Zweikanal-Servosystems gelöst, dessen dualer Ausgang in einer mechanischen Summiereinrichtung kombiniert wird, um das Lagensteuerelement des Fahrzeuges in Abhängigkeit von einem gemeinsamen Befehlssignal einzustellen, das beiden Kanälen zugeführt wird. Das Doppe!kanal-System ist derart ausgelegt, daß eine Bewegung des Lagensteuerelementes, die durch einen Ausfall in einem der Kanäle hervorgerufen wird, durch die Bewegung des Ausganges des anderen Servokanals kompensiert wird, so daß unerwünschte Manöver des Fahrzeuges so weit wie möglich verringert werden. Das gemeinsame Befehlssignal wird den Kanälen über duale Stellweg- und Befehlsraten-Begrenzer zugeführt, um unerwünschte Manöver des Fahrzeuges zu begrenzen, wenn ein Ausfall in der gemeinsamen Befehlssignalquelle oder irgendeinem Teil des Systems auftritt, das doppelte redundante Elemente der Befehlspfade aufweist.

In dem bevorzugten Fall, in dem das Fahrzeug ein Luftfahrzeug ist, und in dem das Steuerelement eine Längsneigungslagen-Steuerflache ist, kann ein getrennter Normalbeschleunigungsmesser in jedem Kanal verwendet werden, um die Befehlsraten-Begrenzung des jeweiligen Kanals in abnehmender Beziehung bezüglich dem zusätzlichen Lastfaktor des Luftfahrzeuges zu verändern. Als weiteres Merkmal kann eine Bremse am Ausgang jedes der Servomotoren vorgesehen werden, die auf den ungültigen Servo wirkt, wenn die Größe des zustäzlichen Lastfaktors einen vorgegebenen Wert überschreitet und ein Polaritätsvergleich zwischen dem zusätzlichen Lastfaktor des Luftfahrzeuges und der Bewegungsrichtung des Servomotor-Ausgangs anzeigt, daß ein spezieller Servo ungültig ist.

Die Erfindung wird im folgenden anhand einer in der Zeichnung dargestellten Ausführungsform eines automatischen Flugsteuersystems noch näher erläutert.

609845/02^0

2b1 ί 288

In der Zeichnung zeigen:

Fig. 1 (die durch die Figg. la und Ib gebildet ist) ein sche-

matisches Blockschaltbild, das die Längsneigungsachse einer Ausführungsform des Flugsteuersystems zeigt, wobei Fig. Ib links von Fig. la anzuordnen ist, damit zusammen die
Fig. 1 gebildet wird.

Fig. 2 ein Schaltbild eines typischen veränderlichen

Begrenzers des Systems nach Fig. 1.

Die dargestellte Ausführungsform des Flugsteuersystems weist
doppelte Servokanäle auf, die die Ausgängejder beiden Kanäle
kombinieren, um eine Lagensteueroberfläche des Luftfahrzeuges in Abhängigkeit von einem gemeinsamen Befehlssignal einzustellen, das beiden Kanälen zugeführt wird. Eine Eigenschaft derartiger dualer Servokanäle besteht darin, daß die Bewegung der Lagensteuer ober fläche, die durch einen Endausschlag-Ausfall in einem Kanal hervorgerufen wurde, durch die Bewegung des anderen Kanals derart kompensiert wird, daß das System in einer sicheren und passiven Weise ausfällt. Derartige Systeme können entweder
reversible oder irreversible getrennte Servostellmotoren verwenden, deren Ausgänge durch einen Bewegungs-Summiermechanismus kombiniert werden.

Das System verwendet in vorteilhafter Weise duale Servokanäle von der Art, wie sie in der US-Patentschrift J5 504 248 der
gleichen Anmelderin beschrieben sind. Wie es in dieser US-Patentschrift beschriebe! ist, wird die Ausfallkompensationseigenschaft von Natur aus deshalb erzielt, weil der Differentialgetriebemechanismus dieses Systems an einem reversiblen Punkt in dem System verwendet wird, um die Bewegungen der beiden
Servokanäle zu kombinieren und sie der Steuerfläche zuzuführen.

609845/0260

Lz ist die Eigenschaft eines Differentials in einem reversiblen Mechanismus, daß es das schwächere von zwei Drehmomenten überträgt, wenn es von zwei Drehmomentquellen angetrieben wird, Viie z.B. von Servomotoren. Der Ausfall-Kompensationseffekt wird weiterhin durch die auf einer Nebeechleife erfolgende

frreicht e, die

die Summe der einzelnen Kanalausgänge verwendet, umeine schnelle Reaktion des einwandfreien Servomotors zu erzielen, durch die die Bewegung des unbrauchbaren Servomotors aufgehoben wird.

Obwohl die vorliegende Erfindung mit Vorteil auf eine große Vielfalt von 3teuerfunktionen anwendbar ist, wird die Erfindung hauptsächlich anhand der Längsneigungsachse eines Luftfahrzeugs sowie mit Modifikationen erläutert^ die vorzugsweise für die Anwendung auf die Querneigungsachse des Luftfahrzeuges verwendet werden.

In Fig. la ist ein Doppelkanal-Servosystem gezeigt, wie es im wesentlichen in der US-Patentschrift J5 504 248 beschrieben ist. WeJlder Aufbau und die Betriebsweise dieses Systems ausführlich in der US-Patentschrift J5 504 248 beschrieben ist, wird dieses System in der vorliegenden Beschreibung nur kurz erläutert. Das Doppelkanal-Servosystem umfaßt einen ersten Servokanal 10 und einen zweiten Servokanal 11. In Übereinstimmung mit der Bezeichnung in der US-Patentschrift 3 504 sind die doppelten redundanten Elemente, die den ersten und zweiten Servokanälen 10 und 11 zugeordnet sind, jeweils mit den Bezugszeichen A bzw. B versehen. Der Servokanal 10 schließt einen Verstärker 12 ein, der ein A-Befehlssignal empfängt und die Servostellwegverstärkung über ein Steuerelement 13 an einen Servoverstärker 14 liefert. Der Servoverstärker 14 steuert einen Servomotor 15 an, der über eine Servo-Ausgangswelle einen Eingang an ein reversibles mechanisches Differential liefert. Die Bewegung der Servo-Ausgangswelle 16 wird mit S. bezeichnet, wie dies aus der Beschriftung der Fig. la zu ent-

609845/Ο2βΟ *^Α

nehmen ist. Ein mit der Welle 16 gekoppelter Tachometergenerator 20 mißt die Geschwindigkeit des Ausganges des Servomotors 15, die mit der Bezeichnung $_A versehen ist. Der Geschwindigkeitsausgang des Taohometergenerators 20 wird in üblicher RatenrUckführungsweise einem Eingang des Servoverstärkers 14 zugeführt und er wird weiterhin für weitere noch zu beschreibende Zwecke verwendet.

Die Ausgangswelle .16 des Servokanals 10 kann mit Hilfe einer Bremse 21 festgehalten werden, die als eine elektrische Bremse von der Art ausgeführt sein kann, die mit Federkraft in die Bremsstellung gebracht wird, wenn die Betriebsleistung von der Magnetspule der Bremse abgeschaltet wird. Die Bremse 21 kann von der Art sein, wie sie in der US-Pa tents ohr IEb 3 504 248 beschrieben ist, doch wird sie bei dem vorliegenden System in noch zu beschreibender Weise betätigt. Ein Vertikalkreisel 22 liefert Lagenstellweg-Stabilisierungssignale an den Verstärker 12 sowie Lagenraten-Stabilisierungssignale an den Verstärker 14 Über eine Ratenbildungsschaltung 23, und zwar auf eine Art und Weise, wie es in der Technik automatfasher Plugsteuersysteme gut bekannt ist.

Der Servokanal nachließt jeweilige doppelte redundante Bauteile ein, die im wesentlichen identisch zu den Bauteilen 12 bis 16 und 20 bis 23 des Servokanals 10 sind und die mit den Bezugsziffern 24 bis 27 bzw. 50 bis 34 bezeichnet sind.

Das mechanische Differentialgetriebe YJ summiert algebraisch die Bewegungen der Ausgangswelten 16 und 30 der Servomotoren 15 bzw. 27 und liefert die summierte Bewegung über Leistungsgetriebe 35* eine elektrische Kupplung 36 und eine Kabeltrommel 37 an eine Steuerfläche 40 in üblicher Weise, wie sie beispielsweise in der US-Patentschrift 3 504 248 beschrieben ist.

Der resultierende Ausgang des Duplex-Servos an dem Differentialgetriebe 17 wird in redundanter Form durch Servostellungsmeß-

609845/0260 ./.

fühler 41 und 42 gemessen, die mit dem Ausgang des Differentialgetriebes 17 über eine geeignete mechanische Kopplung verbunden sind. Die Stellungsmeßfühler 4l und 42 können von der ausführlich in der US-Patentschrift 3 504 248 beschriebenen Art sein. Der Ausgang jedes der Meßfühler 41 und 42 stellt die algebraische Summe der Bewegungen der beiden Servomotoren 15 und 27 dar, wie dies durch die Bezeichnung $ρ+ο·α ⁱⁿ den Zeichnungen dargestellt ist. Diese Signale werden als unabhängige Servostellungs-Rückführungssignale an die Servokanäle 10 bzw. 11 über die Servo- verstärker 14 und 26 verwendet. Weiterhin werden die Servostellungssignale von den Meßfühlern 4l und 42 in noch zu beschreibender Weise verwendet.

Eine bedeutsame Eigenschaft des reversiblen mechanischen Differentialgetriebes 17 mit zwei den Eingängen von den Servoausgangswellen^und 50 zugeführten Drehmomenten besteht darin, daß das Differentialgetriebe 17 den resultierenden Drehmomentausgang ausgleicht und erfordert, daß jeder der Servomotoren 15 und 27 nahezu identische Drehmomentwerte an dem Differentialgetriebe 17 erzeugt. Sofern ein Servomotor bestrebt ist, ein größeres Drehmoment zu erzeugen als der andere, so bewirkt das Differentialgetriebe I7, daß die Servomotore 15 und 27 sich mit unterschiedlichen Drehzahlen drehen. Ein aktiver Ausfall, wie z.B. ein Ausfall mit EndausscÜLag in einem der redundanten Elemente des Systems führt zu e inem passiv ausfallenden Ausgang an die Steuerfläche 40. Dieser Ausgang ist das Ergebnis der Nebenschleifen-Servostellungsrückführung des intakten Kanals von dem zugeordneten Meßfühler 41 oder 42, der sehr schreLl die Servobewegung des ausgefallenen Kanals aufhebt, so daß die Servomotoren 15 und 27 in entgegengesetzten Richtungen rotieren. Der vorstehend diskutierte Drehmoment-Ausgleichseffekt des reversiblen Differentialgetriebes 17 trägt weiterhin zu dieser wünschenswerten Eigenschaft bei* Einjpassiver Ausfall in einem der redundanten Elemente des Systems führt zu einem richtigen, jedoch stark verringerten Ausgang auf Qrund der Betriebsweise des intakten Kanals. Dies erfolgt,

609845/0260 ^#/*

weil bei einem passiven Ausfall das von dem ausgefallenen Kanal erzeugte Reaktionsdrehmoment an das Differentialgetriebe 17 sehr stark verringert ist, während der intakte Kanal dann bestrebt ist, den Servomotor des ausgefallenen Kanals zurüokzutreiben, wodurch sich der verringerte Ausgang an die Steuerfläche 40 ergibt. Der resultierende Ausgang des Systems ist nicht 0 weil der zurückgetriebene ausgefallene Servomotor ein Reaktionsdrehmoment auf Grund von Paktoren wie z.B. gegen EMK, Spaltreibung und Reibung erzeugt. Die fehlerhafte Funktion ist jedoch in einer noch zu beschreibenden Weise feststellbar, weil der intakte Servomotor den passiv ausgefallenen Servomotor zurückdreht, was zu Motordrehzahlen mit entgegengesetzter Polarität führt. Eine mechanische Blockierung eines Servokanals führt zu einem richtigen resultierenden Ausgang an die Steuerfläche 40 auf Grund der Betriebsweise des intakten Kanals, wobei die fehlerhafte Funktion wiederum in einer noch zu erläuternden Weise feststellbar ist, weil die Geschwindigkeiten der beiden Servos einander nicht nachfolgen. Die Betriebsweise und die Ausfalleigenschaften des Doppelkanal-Servosystems nach Fig. la sind ausführlich in der US-Patentschrift 3 504 248 beschreiben, so daß keine weitere Erläuterung an dieser Stelle erforderlich ist.

Die vorstehend und in der US-Patentschrift 5 504 248 erläuterten der DoppeIservoanordnung eigenen Drehmomentausgleiehseigenschaften können gleiche und entgegengesetzte Drehungen der Servomotorefund 27 bei Vorhandensein von normalerweise erwarteten Störsignalen auf Grund von Servoverstärker-Unsymmetrien und Unterschieden in den Gradienten und Nullpegeln der Stabilitäts- und Bahnbefehlssignale der beiden Kanäle hervorrufen. Das Ausmaß der normalerweise zu erwartenden UnsymmetrJe kann derart groß werden, daß sich ein Ausgang der Motore und 27 mit voller Drehzahl in entgegengesetzten Richtungen zueinander ergibt, so daß sich ein vollständiger Verlust der

609845/0260

Steuerwirksamkeit des Systems ergibt. Ein elektrischer Ausgleich, der allgemein von der in der US-Patentschrift 3 504 248' beschriebenen Art ist, wird zwischen den beiden Kanälen in einer Weise verwendet, die erfordert, daß die Motore 15 und e inander bezüglich der Drehzahl und Richtung nachfolgen, so daß sich eine ausreichende Steuerwirksamkeit ergibt. Entsprechend werden die Ausgänge der Tachometer-Generatoren 20 und Jl als Eingänge an redundante Ausgleichsintegratoren 4j5 und 66 derart angelegt, daß zwei Signale erzeugt werden, die{das Integral des Unterschiedes zwischen den Signalen ^_A und /* darstellen. Die Ausgänge der Ausgleichsintegratoren 43 und 46 werden in Verstärkern 100 bzw, 101 summiert, um getrennte AusgleLchssignale zu liefern, die als AUSGLEICH A und AUSGIEICH B in Fig. la

u bezeichnet sind. Der Ausgang des Summierverstärkers 100 wird in einer Schaltung 44 begrenzt und einem Eingang des Verstärkers 12 zugeführt. In gleicher Weise wird der Ausgang des Summierverstärkers 101 in einer Schaltung 45 begrenzt und als ein Eingang dem Verstärker 24 zugeführt. Die Polaritäten der den Verstärkern 12 und 24 zugeführten Ausgleichssignale sind bezüglich der Polarität der Differenz, die an den Ausgleichsintegratoren 43 und 66 gebildet wird, derart, daß die Drehzahlen und Drehrichtungen der Motoren 15 und 27 einander nachfolgen müssen, solange die Ausgleichssignale innerhalb festgelegter Werte liegen, die durch die beiden unabhängigen Begrenzer 44 und 45 bestimmt sind, wobei die Werte dieser Begrenzer so eingestellt sind, daß sie normale Toleranzen in den beiden redundanten Kanälen berücksichtigen.

Eine fehlerhafte Punktion wird in noch zu beschreibender V/eise angezeigt, wenn eines der Ausgleichssignale den festgelegten Grenzwert überschreitet.

In Fig. Ib sind die in einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung bezüglich der Längsneigungsachse des Luftfahr-

809845/0260

zeuges verwendeten Bauteile dargestellt. Ein einziges gemeinsames Befehlseingangssignal, das von einer Befehlssignalquelle

50 geliefert wird, wird zur Lieferung eines gemeinsamen Befehls an jeden der beiden Servokanäle verwendet. Zu einer starken Änderung oder zu einem Endausschlag führende fehlerhafte Punktionen in der Befehlssignalquelle 50 werden durch eine redundante Verarbeitung des gemeinsamen Befehlssignaleinganges vor der Eingabe in die Verstärker 12 und 24 (Fig. la) als Befehl A und Befehl B kontrolliert. Die Befehlssignale für die doppelten Servokanäle werden in Ihrer Amplitude in Stellweg-Befehlsbegrenzern 51 bzw. 52 begrenzt, so daß die Lagenänderung des Luftfahrzeuges in Abhängigkeit von dem gemeinsamen Befehlssignal begrenzt wird. Es sind vielfältige geeignete Begrenzerschaltungen bekannt, die bei dem beschriebenen Ausführungsbeispiel verwendet werden können. Wenn einer der Befehlsbegrenzer

51 und 52 eine fehlerhafte Punktion aufweist, so spricht das System lediglich auf den Kanal an, der das geringste Servodrehmoment hervorruft, wie dies weiter oben beschrieben wurde.

Die doppelten redundanten etellwegbegrenzten Befehlssignale von den Begrenzern 51 und 52 werden Befehlsratenbegrenzern bzw. 54 zugeführt. Die Begrenzer 53 und 5^ begrenzen die Änderungs· geschwindigkeit des Befehlseingangssignals, so daß die Änderungsgeschwirtdigkeit der Lage des Luftfahrzeuges in Abhängigkeit von dem Befehlssignal begrenzt wird. Der Befehlsratenbegrenzer umfaßt einen Verstärker 55 > dem das stellwegbegrenzte Befehlssignal von dem Begrenzer 51 zugeführt wird. Der Ausgang des Verstärkers 55 wird über einen Begrenzer 56 dom Eingang eines Integrators 57 zugeführt. Der Ausgang des Integrators 57 wird in Form einer Gegenkopplung einem Eingang des Verstärkers 55 zugeführt. Es ist daher zu erkennen, daß der Befehlsratenbegrenzer 53 eine Nachfolgeschaltung für das von dem Signal 51 gelieferte Signal bildet und daß der Ausgang des Integrators 57 sich in linearer Weise ändert, bis der Ausgang gleich dem Signal von dem Begrenzer 51 1st, wobei die Änderungsgesohwiii'-digkeit des Ausganges des Integrators 57 durch den Begrenzer

609845/0260 ·/·

bestimmt ist. Der Begrenzer 56 kann beispielsweise als feste Begrenzungsschaltung für den Integrator 57 ausgebildet sein, wobei in diesem Fall die maximale Änderungsgeschwindigkeit des Befehls einen konstanten Wert aufweist. Diese Konfiguration wird in Anwendung auf die Querneigungsachse verwendet. Alternativ kann der Begrenzer 56 als veränderlicher Begrenzer arbeiten, wobei er durch den Ausgang eines Verstärkers 8j5 gesteuert wird, der eine Möglichkeit zur Einstellung des Grenzwertes ergibt.

In Fig. 2 ist ein bekannter veränderlicher Begrenzer (der als Begrenzer 56 oder 6l nach Fig. Ib verwendbar ist) dargestellt, bei dem das Signal am Ausgang 112 des Begrenzers dem Signal am Eingang 111 in Größe und Polarität über einen Verstärker 110 nachläuft, bis eine TransIstorschaltung Hk- oder 115 leitend wird. Unter diesen Bedingungen bleibt der Ausgang 112 auf einem festen Wert, selbst wenn der Eingang weiterhin ansteigt. Der Wert, bei der die Begrenzungswirkung wirksam wird, ist eine Funktion der Größe des Steuersignals am Eingang 1Γ5. Weil das Signal am Eingang 111 seine Polarität während des normalen Betriebs umkehren kann, ist es erforderlich, zwei Transistorschaltungen und eine polaritätsumkehrende Schaltung II6 zu verwenden, um eine geeignete Begrenzung unabhängig von der Polarität des Signals am Eingang 111 zu erzielen.

In Fig. Ib liefert der Ausgang des Verstärkers 83 das Steuersignal für den veränderlichen Begrenzer 56. Die Größe des Ausganges des Verstärkers 83 wird durch eine Kombination von Signalen bestimmt, die die'Abweichung des Luftfahrzeug-Lastfaktors T^ vom Wert 1, eine Vorspannung von einer Vorspannungsquelle 102 und ein Stabilisierungssignal darstellen, das von dem Stellungsmeßfühler 4l Über eine Ausblendschaltung 9I abgeleitet wird. Das Signal für den zusätzlichen Lastfaktor (η,-l) wird am Ausgang' eines Verstärkers 80 erzeugt, und dieser Ausgang ist von einem Normalbeschleunigungsmesser 77* einem Filter 8l und einer (-Ig)-Vorspannungsquelle 82 abgeleitet.

609845/0260 ·/·

Die Signale, die den Eingang an den Steuersignalverstärker 8j5 bilden, sind so ausgebildet, daß die Längsneigungsratenbefehls-Begrenzung einen höheren Wert aufweist, wenn der zusätzliche Lastfaktor hoch ist. Das durch die Ausblendschaltung hindurchgelangende Servostellungssignal liefert eine Vorwegnahme der Lastfaktoränderung und stellt somit eine stabile und gleichförmige Steuerung des Längsneigungsmanövers sicher, das sich aus einem Sprungbefehl an der Quelle 50 ergibt. Der Bereich der Ausgänge von dem Verstärker 83 über die Flugzustände des Luftfahrzeuges ist derart, daß der sich ergebende zusätzliche Lastfaktor auf Grund irgendeines Sprungbefehls niemals einen vorgegebenen Viert wie z.B. 0,65 überschreitet. Es ist wichtig, daß der zusätzliche Lastfaktor, der sich auf Grund eines Längsneigungsbefehls ergibt, kleiner als der Schwellwert ist, der in einem Signalpegel-Schwellwertdetektor 95 eingestellt ist, und der typischerweise auf einen Wert von 0,75 eingestellt ist. Der Zweck des Schwellwertdetektors 95 besteht darin, es dem Autopiloten des Luftfahrzeuges zu ermöglichen, auf von außen einwirkende Böen zu reagieren, die zusätzliche Lastfaktoren hervorrufen, deren Polarität entgegengesetzt zu der Polarität der Steuerwirkung des Servosystems ist, weil das Servosystem auf Grund der von dem Vertikalkreisel abgeleiteten Stabilisierungsabschnitte der Servokanäle in Richtung auf eine Verringerung des Lastfaktors arbeitet. Andererseits rufen Servo-Reaktionen auf Manöverbefehle Lastfaktoren hervor, deren Polarität mit der Polarität des Ansprechens der Servos übereinstimmt.

Der Ausgang von dem Integrator 57 ist der stellweg- und ratenbegrenzte Befehl A, der als Eingangsbefehlssignal dem Servokanal 10 zugeführt wird. In gleicher Weise wird der Befehlsratenbegrenzer 54 durch Bauteile 60, 6l, 62, 84, 85, 86, 87, 90, 92 und 103 gebildet und gesteuert, die mit den Bauteilen 55, 56, 57, 77, 80, 81, 82, 83, 91 bzw. 102 des Befehlsratenbegrenzers 53 und den Steuerschaltungen hierfür vergleichbar sind und dieser Befehlsratenbegrenzer führt das B-Eingangs-

609845/0260

- l4 -

befehlssignal dem Servokanal 11 zu.

Fehlerüberwachungseinrichtungen 6]3 und 64 stellen eine Betriebsdiskrepanz zwischen den Servokanälen 10 und 11 fest und alarmieren den Piloten durch eine Warnschaltung 70 und/oder eine Warnschaltung 75· Die Pehlerüberwachungseinrichtungen 63 und 64 sind doppelt redundant, um einen Betrieb im Pail irgendeines einzelnen Fehlers sicherzustellen. Die Überwachungseinrichtungen schließen Pegeldetektoren 65 und 72 ein, die mit den Eingängen und Ausgängen der Ausgleichs-Begrenzerschaltungen 44 und 45 gekoppelt sind. Jede Überwachungseinrichtung stellt eine Betriebsdiskrepanz zwischen den Servokanälen fest, wenn das Ausgleichssignal von dem Verstärker 100 oder 101 einen vorgegebenen Grenzwert überschreitet. Die Ausgänge der Abweichungsdetektoren 65 und 72 betätigen Alarm-Warnschaltungen 70 und 75 für den Piloten über ODER-Verknüpfungsglieder 67 bzw. 74. Ähnliche Abweichungsdetektoren 7I und 76 sind mit den Stellweg-Befehlsbegrenzern 51 und 52 verbunden und betätigen ebenfalls die Alarmwarnschaltungen 70 und 75, sofern die gemeinsame Befehlsquelle 50 einen vorgegebenen Grenzwert überschreitet. Die Alarm-Warnschaltungen 70 und 75 liefern Warnungen an den Piloten, beispielsweise in Form von Warnlichtern oder von akustischen Warnsignalen. Die Abweichungsdetektoren 65 und 72 schließen (nicht gezeigte) Zeitverzögerungseinrichtungen ein, um den Betrieb der Schaltungen 70 und 75 zu verhindern, wenn die Ausgleichssignale nicht mindestens über eine festgelegte minimale Zeit oberhalb der Grenzwerte bleiben. Der Zweck dieser Zeitverzögerung besteht in der Beseitigung unnötiger Warnungen.

Während des Normalbetriebs des Doppelkanal-Servosystems nach Fig. 1 folgen die Drehzahlen der beiden Servomotore 15 und 27 einander in Größe und dichtung. Im Fall eines Fehlers in einem der redundanten Kanäle folgen die Motordrehzahlen einander nicht mehr. Der Unterschied in den Signalen, die vonden Tachometer-Generatoren 20 und J)I geliefert werden, bewirkt, daß die Aus-

609845/0260

£611288

gleichssignale einen vorher eingestellten Wert überschreiten und die Schaltungen 70 und 75 betätigen, die über die Abweichungsdetektoren 65 und 72 betätigt werden, um den Piloten zu warnen, daß ein Fehler in dem automatischen Flugsteuersystem vorhanden ist. Eine dringende Notwendigkeit für ein unmittelbares Abschalten des Systems ist auf Grund der ausfallsicheren Eigenschaften des Systems nicht gegeben. Es ist verständlich, daß die Notwendigkeit von ausfallsicheren Abweichungsdetektoren, oder -verknüpfungsgliedern und Alarmwarnungen für den Piloten weitgehend verringert sind, weil doppelte redundante Element verwendet werden. Sowohl die Überwachungseinrichtung 62 als auch die überwachungseinrichtung 64 kann eine Warnung liefern, und zwar vollständig unabhängig von der anderen. Eine eine starke Änderung oder einen Endaufschlag hervorrufende fehlerhafte Funktion in der gemeinsamen Befehlssignalquelle 50 wird in den Abweichungsdetektoren 71 und 76 auf Grund des Unterschiedes in den Signalen zwischen dem Eingang und dem Ausgang der Stellweg-Befehls begrenzer 51 bzw. 52 festgestellt und diese Unterschiede werden zur Warnung des Piloten verwendet, daß normale maximale Fluglagenbefehle überschritten werden. Diese Signale betätigen die Alarmschaltungen 70 und 75 für den Piloten.

Das vorstehend beschriebene System ist zur Verwendung sowohl um die Querneigungs- als auch um die Längsneigungsachsen eines Luftfahrzeuges geeignet. Für die Querneigungsachse werden die Bremsen 21 und 32 nicht verwendet und die Begrenzer 56 und 6l der Befehlsratenbegrenzer 53 bzw. 54fnxcht veränderlich, so daß sie eine feste Befehlsratenbegrenzung bezüglich der Querneigungsachse ergebeni Somit ergibt ein zu einer starken fln--derung oder zu einem Endausschlag führender Fehler in der gemeinsamen Befehlssignalquelle 50 ein bezüglich der Querneigungsrate begrenztes Manöver um die Querneigungsachse. Für die Längsneigungsachse werden die Bremsen 21 und 32 verwendet und in noch zu beschreibender Weise angewandt und die Begrenzerschaltungen 56 und 61 sind entsprechend von Funktionen einstellbar, die vorstehend beschrieben wurden und die weiter in der folgenden

609845/0260

- i6 -

Beschreibung erläutert werden.

Wie es weiter oben erläutert wurde, begrenzen die Begrenzer 56 und 6l für die Längsneigungsachse die Längsneigungsrate oder LängsneigungsKnderungsgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges entsprechend den Eigenschaften der Begrenzer 56 und 6l und der Steuersignale von den Verstärkern 83 und 90. Die Änderung des auf das Luftfahrzeug auf Grund des Längsneigungsbefehls einwirkenden Lastfaktors ist eine Funktion sowohl der Längsneigungsänderungsgeschwindigkeit als auch der Pluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges. So würde eine Längsneigungsänderungsgesohwindigkeit, die bei Anfluggeschwindigkeiten zu einem annehmbaren zusätzlichen Lastfaktorwert führen würde, bei einem Hochgeschwind igkeits -Re isef lugzustand zu einem einen übermäßigen Lastfaktor ergebenden Manöver führen. Um den zusätzlichen Lastfaktor während des gesamten Plugbetriebes des Luftfahrzeuges auf einen annehmbaren Wert zu begrenzen, wird die Begrenzungsfunktion der Begrenzer 56 und 61 nach unten hin als eine Punktion des zusätzlichen Lastfaktors des Luftfahrzeuges eingestellt. Zu diesem Zweck ist dem Servokanal 10 der Normalbeschleunigungsmesser 77 zugeordnet, dessen Ausgang über das Störfilter 8l einem Eingang des Verstärkers 80 zugeführt wird. Das -lg-Vorspannungssignal wird von der Quelle 82 als weiterer Eingang i'2'.Li Verstärker 80 zugeführt. Daher stellt der Ausgang des Verstärkers 80 dc-n zusätzlichen Lastfaktor (τ^-l) dar, dem das Luftfahrzeug auf Grund von Längsneigungsmanövern des Luftfahrzeuges ausgesetzt ist. Der Ausgang des Verstärkers 80 wird als ein Eingang dem Verstärker 83 zugeführt, dessen Ausgang andererseits mit dem veränderlichen Begrenzer 56 verbunden ist, der anhand der typischen Schaltung nach Fig. 2 beschrieben wurde. Hierdurch wird der Befehlsratenbegrenzer 53 in abnehmender Funktion des zusätzlichen Lastfaktors verändert, der auf das Luftfahrzeug wirkt. Für eine spezielle Charakteristik des Signals von dem Verstärker 83 wurde festgestellt, daß eine maximale Längsneigungsänderungsgeschwindigkeit von 2,8° pro Sekunde zu einem zusätzlichen Lastfaktor von 0,3 bei einer wahren Fluggeschwindigkeit von 120 Knottn führte.

609845/0260 ./.

Die Signalcharakteristik war derart, daß die Längsneigungsänderungsgeschwindigkeitsbegrenzung auf 1,4° pro Sekunde bei 500 Knoten begrenzt wurde, um den zusätzlichen Lastfaktor auf 0,65 zu begrenzen. Um dies zu erreichen, wurde die Längsneigungsbefehls-A'nderungsgeschwindigkeitsbegrenzung, die von dem Begrenzer 55 gesteuert wurde, so ausgebildet, daß sie dem folgenden Steuergesetz folgte:

θ = (8 - 4») farad pro Sekunde! ^clim ^{l L}

worin O^ der Normallastfaktor (in Vertikalrichtung) ist, der auf das Luftfahrzeug einv/irkt, und dessen Wert während eines geradlinigen Fluges gleich 1 ist.

In gleicher Weise ist der veränderliche Begrenzer 6l des Befehlsratenbegrenzers 54 für den Servokanal 11 durch die Bauteile 84, 85, 86, 87 und 90 eingestellt, die den Elementen 77, 80, 81, 82 bzw. 85 entsprechen.

Wenn das vorstehende Längsneigungsbefehls-Änderungsgeschwindigkeits-Gesetz mit einem speziellen Luftfahrzeug verwendet wurde, zeigten die Servos und das Höhenruder ein schwingendes Ansprechen auf einen Eingangssprungbefehl. Diese Schwingung wird dadurch gedämpft, daß eine Funktion der Servostellung und insbesondere die vorstehend beschriebene durch die Ausblendschaltung geleitete Servoauslenkung als Bestandteil des vorstehend angegebenen Steuergesetzes in der folgenden Weise verwendet wurde:

worin Ύ die Zeitkonstante der Ausblendschaltung ist und typisoherweiae 0,25 Sekunden beträgt. Um diese Dämpfungsfunktion in dem Servokanal 10 auszuführen, liefert die auf das resultierende Servostellungssignal von dem Meßfühler 4l ansprechende Ausblendschaltung 9I einen Eingang an den Verstärker 85. Die Vorspannung von der Quelle 102 wird hinzugefügt, um das Äqui-

609845/0260

J8-4^- ^H^ £_ej [Grad pro Sekunde]

valent des konstanten Wertes von 8° pro Sekunde des Steuergesetzes zu liefern. Die Ausblendschaltung 9I liefert zusammen mit der Vorspannung von der Quelle 102 und dem Ausgang des Verstärkers 80, der den zusätzlichen Lastfaktor (\-l) wiedergibt, das Steuersignal, das den veränderlichen Grenzwert des Begrenzers 56 einstellt. Es ist zu erkennen, daß die Ausblendschaltung 91 und der Verstärker 83 eine Schaltung zur Kombination des Servostellungssignals von dem Meßfühler 41 mit dem Signal für den zusätzlichen Lastfaktor von dem Verstärker 80 bilden, um ein kombiniertes Signal zur Einstellung des Qrenzwertes des Begrenzers 56 zu liefern. In gleicher Weise liefert eine Ausblendschaltung 92 die redundante Schwingungsdämpfungsfunktion in dem Servokanal 11. Der Zweck der Normalbeschleunigungsmesser 77 und 84 besteht in der Modifikation der Wirksamkeit des Dupljxservos und seiner Befehlsschaltungen, um Längsneigungsmanöver im Fall eines Fehlers derart zu begrenzen, daß die Werte des zusätzlichen Lastfaktors nicht einen typisohen Wert wie z.B. 0,75 über den Geschwindigkeitsbereich des Luftfahrzeuges überschreiten.

Ein passiver Ausfall eines der Normalbeschleunigungsmesser 77 oder 84 verhindert die automatische Verringerung der Längsneigungsbefehlsrate in dem diesem ausgefallenen Beschleunigungsmesser zugeordneten Servokanal. Die Auswirkung eines derartigen Fehlers besteht in einer unsymmetrischen Verarbeitung der Befehle an die Kanäle 10 bzw. 11. Der Kanal, der das geringste Servo-Brehmoment anfordert* steuert das resultierende Manöver, wie es weiter oben erläutert wurde. Das resultierende Ansprechen des Servos ist richtig, weil es durch den intakten Kanal bestimmt ist. Die überwachungseinrichtungen 63 und 64 werden jedoch betätigt, weil unterschiedHöhe Ausgänge von den Tachometer-Generatoren 20 und 31 bewirken, daß die Ausgleiohssignale über die Grenzwerte ansteigen, die in den Schaltungen 44 und festgelegt sind.

mit
Ein Ausfallfeiner starken Änderung oder einem Endwert eines

der Normalbeschleunigungsmesser 77 und 84 ruft eine übermäßige

609845/0260 __/

Verringerung des Längsneigungsbefehlsratengrenzwertes in dem dem ausgefallenen Beschleunigungsmesser zugeordneten Kanal hervor. Das Ergebnis ist ein stark verringertes Ansprechen auf den Befehl, weil das Servo durch den Kanal gesteuert wird, der das geringste Servo-Drehmoment anfordert» Gleichzeitig mit diesem trägen Ansprechen erfolgt eine Betätigung der überwachungseinrichtungen 65 und 64, so daß dem Piloten eine Warnung wie z.B. eine optische Warnung gegeben wird, die ungeeignete Betriebseigenschaften des Autopiloten anzeigt.

Der Höhenruderkanal des Luftfahrzeuges befindet sich in vielen Fällen in einem relativ eingeschwungenen Zustand, bei dem sieh ein Höhenruderausschlag mit maximalem Autopilot-Stellbereich ergibt, beispielsweise während Änderungen der Klappenkonfiguration und bei der Auftriebskompensation während steiler Kurven mit großer Querlage. Üblicherweise bewirkt ein Fehler mit einem Endausschlag in einer Richtung entgegengesetzt zu der,die von dem Autopiloten eingehalten wird, einen Höhenruderausschlag bis zum Endanschlag in der entgegengesetzten Richtung, was zu einem Längsneigungsmanöver führt, das den doppelten zusätzlichen Lastfaktor gegenüber dem Zustand hervorruft, wenn der Fehler zu einem Zeitpunkt auftritt, wenn sich das Höhenruder im ausgetrimmten Zustand befindet. Dae in Fig. 1 gezeigte System begrenzt das Längsneigungsmanöver auf einen sicheren zusätzlichen Lastfaktor ohne daß eine übliche Servo-Drehmomentbegrenzung verwendet wird, und zwar selbst unter der vorstehend beschriebenen schwierigen Bedingung. Dlee wird dadurch erzielt, daß selektiv eine der vorstehend beschriebenen Bremsen Jl und 32 betätigt wird, um den ausgefallenen Servokanal fabzuhalten, so daß der intakte Servokanal die Kontrolle übernehmen kann.

Die logischen Schaltungen, die zum Anlegen der richtigen Bremse verwendet werden, sind wiederum zweifach redundant. Die dem Servokanal 10 zugeordneten Schaltungen umfassen einen Polaritätsvergleicher 93 (Fig. Ib), der auf das von dem Tachometer-

609845/0260

Generator 20 gelieferte Servo-Ratensignal und weiterhin auf das Signal für den zusätzlichen Lastfaktor anspricht, das von dem Verstärker 80 geliefert wird. Wenn die Polarität der Bewegung des Servomotors 15 mit der Polarität des zusätzlichen Lastfaktors des Luftfahrzeuges übereinstimmt, der von dem Beschleunigungsmesser 77 gemessen wird, liefert der Polaritätsvergleicher 93 einen Eingang an ein NAND-Verknüpfungsglied Der andere Eingang des NAND-Verknüpfungsgliedes 94 wird von dem Pegel des Schwellwertdetektors 95 geliefert, der auf das Signal für den zusätzlichen Lastfaktor von dem Verstärker 80 anspricht. Der Pegeldetektor 95 liefert einen Eingang an das NAND-Verknüpfungsglied 94, wenn der auf das Luftfahrzeug einwirkende zusätzliche Lastfaktor einen vorgegebenen Pegel beispielsweise 0,75 überschreitet. Der Ausgang des NAND-Verknüpfungsgliedes 94 ist mit der Bremse 21 verbunden, um das Anlegen dieser Bremse zu bewirken, wenn der Polaritätsvergleicher 93 ein PoIaritäts-Übereinstimmungssignal zeitlich zusammenfallend mit einem Signal für den zusätzlichen Lastfaktor liefert, der den vorgegebenen Pegel des Pegeldetektors 95 überschreitet. Der Servokanal 11 schließt gleiche Bauteile 96, 97 und 98 ein, die jeweils den Bauteilen 93* 94 bzw. 95 entsprechen.

Somit umfaßt die für das Anlegen der dem fehlerhaften Servokanal zugeordneten Bremse verwendete Logik einen Polaritätsvergleich zwischen dem zusätzlichen Lastfaktor des Luftfahrzeuges und der Servo-Rate bei gleichzeitiger Peststellung eines Signalpegels bezüglich des zusätzlichen Lastfaktors. Die Logik ist derart, daß der fehlerhafte Servokanal als der Servokanal identifiziert wird, dessen Drehrichtung mit der Polarität des zusätzlichen Lastfaktors auf das Luftfahrzeug Übereinstimmt. Wenn dieser Zustand zeitlich gleichzeitig mit einem zusätzlichen Lastfaktor auftritt, der einen voreingestellten Wert, typischerweise 0,75 überschreitet, wird der fehlerhafte Servo über die zugehörige Bremse festgehalten, so daß der intakte Servomotor einen Normalbetrieb aufnehmen kann, um die Höhepruderflache in

609845/0260

die ursprüngliche Stellung zurückzuführen, so daß das Längs neigungsmanöver auf einen sicheren Wert begrenzt wird. Der voreingestellte Wert wird unter 1 eingestellt, um eine gewisse Filterung des Normalbeschleunigungssignals über die Filter 8l und 86 zu ermöglichen, weil das Normalbeschleunigungssignal üblicherweise hö'herfrequente Störsignale auf Grund von strukturellen Schwingungen enthält und weil sich eine Zeitverzögerung bei der Betätigung der Bremse ergibt. Obwohl die Betriebsweise des einzigen intakten Kanals normal erscheint, werden die Warneinrichtungen für den Piloten, die durch die Schaltungen 70 und 75 gebildet sind, betätigt, weil der Tachometergeneratorausgang des intakten Kanals nicht dem des festgehaltenen Servomotors nachfolgt.

Wenn ein Fehler mit großer Änderung oder bis zu einem Endausschlag auftritt, spricht der intakte Servokanal zu Anfang so an, daß die Bewegung des fehlerhaft arbeitenden Servomotors aufgehoben wird, so daß die Servobremse unter den vorstehend erläuterten Bedingungen betätigt wird. Wenn der fehlerhafte Servomotor festgehalten ist, arbeitet der intakte Servomotor unmittelbar so, daß der Aufbau des Lastfaktors gestoppt wird und daß das System in die usprüngliche ausgetrimmte Höhenruderkonfiguration zurückgeführt wird. Während dieses Manövers liegt der maximale zusätzliche Lastfaktor, der auf das Luftfahrzeug einwirkt, innerhalb der vorgegebenen Grenzen.

Es ist verständlich, daß das vorstehend beschriebene automatische Flugsteuersystem ausfallsichere Betriebseigenschaften ergibt und Manöver auf Grund von fehlerhaften Funktionen auf sichere Werte während des gesamten Flugbetriebes des Luftfahrzeuges begrenzt, ohne daß die Betriebseigenschaften beeinträchtigt werden. Das System beseitigt die Notwendigkeit einer üblichen Servomotor-Drehmomentbegrenzung, die für einen einzigen Flugzustand ausgelegt ist und damit die Betriebseigenschaften bei anderen Flugzuständen stark beschränkt. Der Fortfall der Dreh-

609845/0260

momentbegrenzung stellt gute Betriebseigenschaften bei Anfluggeschwindigkeit und einem vorn liegenden Schwerpunkt sicher und es ergibt sich eine Unempfindliohkeit gegenüber Änderungen der Luftfahrzeugkonfiguration bezüglich der Geschwindigkeit, der Lage des Schwerpunktes, der Stellung der Höhenruderflosse und der Klappen-/Vorflügel-Steilung. Das System ist weiterhin unempfindlich gegenüber unnötigen Abschaltungen und Warnungen, die Systeme kennzeichnen, die einen einzigen aktiven Kanal mit einer Überwachungseinrichtung verwenden. Das vorstehend beschriebene System ermöglicht es, daß irgendein einzelner Ausfall auftritt, ohne daß eine unmittelbare oder automatische Abschaltung des Systems erforderlich ist.und das System liefert lediglich eine Warnung, wie z.B. eine optische Warnung, um den Piloten zu warnen, daß ein Fehler aufgetreten ist, so daß die Entscheidung, das System abzusehalten, dem Piloten überlassen wird. Damit ist das vorstehend beschriebene System ausfallsicher für irgendeinen einzelnen Fehler, wobei das resultierende Manöver nicht vorher eingestellte Grenzen für den zusätzlichen Lastfaktor überschreitet, wobei diese Grenze beispielsweise bei 1 liegt.

Obwohl das bevorzugte Ausführungsbeispiel der Erfindung in Form einer Anwendung auf ein Luftfahrzeug beschrieben wurde, istes verständlich, daß die Erfindung genauso auf andere lenkbare Fahrzeuge wie Raumfahrzeuge und Seefahrzeuge anwendbar ist. Die Erfindung wurde anhand von reversiblen elektromechanischen Servomotoren beschrieben, die die Steuerfläche über ein mechanisches Differential an einem reversiblen Punkt in dem System einstellen. Es ist verständlich, daß andere Servos wie z.B. elektrohydraulische Servos, die eine lineare Bewegung über einen Hebel-Summiermechanismus liefern, genauso verwendet werden können, wobei der kombinierte Servoausgang als Nebenschleifen-Rückführung für jeden Kanal verwendet wird, so daß die gewünschten AusfallTKompensationsmerkmale der vorstehend beschriebenen Art erzielt werden.

Patentansprüche; 609845/0260 ./.

Claims

Patentansprüche :

teuer sys tem zur Steuerung der Bewegung eines einstellbaren Lagensteuerelementes eines lenkbaren Fahrzeuges, gekennzeichnet durch eine gemeinsamen Befehlssignalquelle (50), erste und zweite im wesentlichen identische Servokanäle (10, 11), die mit der gemeinsamen Befehlssignalquelle (50) verbunden sind und jeweilige erste und zweite Servoausgänge (l6, 30) in Abhängigkeit von dem gemeinsamen Befehlssignal der Quelle (50) liefern, auf die ersten und zweiten Servoausgänge ansprechende Summiereinrichtungen (IJ), die zwischen den ersten und zweiten Servokanälen (10, 11) und dem Lagensteuerelement (4o) eingekoppelt sind und die Bewegung dieses Steuerelementes (4o) entsprechend der algebraischen Summe der ersten und zweiten Servoausgänge (16, 30) steuern, auf die ersten und zweiten Servoausgänge (16, 30) ansprechende RUckführungseinrichtungen (41, 42) zur Lieferung von Rückführungssignalen an die ersten und zweiten Servokanäle (10, 11) derart, daß eine Bewegung des Lagensteuerelementes (4o), die durch einen Ausfall in einem der Servokanäle hervorgerufen wird, durch die Bewegung des Ausganges des anderen Servokanals kompensiert wird, so daß unerwünschte Manöver des Fahrzeuges weitgehend verringert werden, und erste und zweite Begrenzereinrichtungen (51, 53, 52, 54), die zwischen der gemeinsamen Befehlssignalquelle (50) und den ersten und zweiten Servokanälen (10, 11) eingeschaltet sind, um das gemeinsame· Befehlssignal zu begrenzen, um unerwünschte Manöver des Fahrzeuges zu verringern, wenn ein Ausfall in der gemeinsamen Befehlssignalquelle (50) auftritt.

2. Steuersystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die ersten und zweiten Begrenzereinrichtungen jeweils Ratenbegrenzereinrichtungen (53* 54) zur Begrenzung

609845/0260

der Änderungsgeschwindigkeit des dem ersten bzw. zweiten Servokanal (10, 11) zugeführten Befehlssignalf^io^af ^ßl£e Änderungsgeschwindigkeit der Lage des Fahrzeugs in Abhängigkeit von dem Befehlssignal begrenzt ist.

J5. Steuersystem nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die ersten und zweiten Begrenzereinrichtungen jeweils Stellweg-Begrenzereinrichtungen (51, 52) zur Begrenzung der Größe des dem ersten bzw. zweiten Servokanal (10, 11) zugeführten Befehlssignals einschließen, so daß die Lagenänderung des Fahrzeuges in Abhängigkeit von dem Befehlssignal begrenzt ist.

4. Steuersystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Fahrzeug ein Luftfahrzeug ist und daß das Lagensteuerelement eine Längsneigungslagen-Steuerfläche (4o) des Luftfahrzeuges ist.

5. Steuersysten nach Anspruch 4, gekennzeichnet durch erste und zweite Normalbeschleunigungsmesser (77* 84) zur Lieferung jeweiliger Zusatzlastfaktorsignale, die den zusätzlichen Lastfaktor des Luftfahrzeuges darstellen.

6. Steuersystem nach Anspruch 5j dadurch gekennzeichnet, daß die ersten und zweiten Ratenbegrenzereinrichtungen erste und zweite Einstelleinrichtungen (56, 6l) einschließen, die jeweils auf die ersten und zweiten Zusatzlastfaktorsignale ansprechen und die Änderungsgeschwindigkeit des Befehlssignals in abnehmender Beziehung bezüglich dem zusätzlichen Lastfaktor des Luftfahrzeuges ändert.

7. Steuersystem nach Anspruch 5* dadurch gekennzeichnet, daß die ersten und zweiten Servokanäle weiterhin erste und zweite Bremseinrichtungen (21,32) zum Festhalten der ersten und zweiten Servoausgänge und erste und zweite Polaritätssignalgeneratoreinrichtungen (20, 31) einschließen,

609845/0260 ^#/#

die jeweils auf den ersten bzw. zweiten Servoausgang ansprechen, um jeweilige erste und zweite Servopolarltätssignale zu liefern, die die Bewegungsrichtung dieser Servoausgänge darstellen.

8. Steuersystem nach Anspruch 7* gekennzeichnet durch erste und zweite Polaritätsvergleichereinrichtungen (93* 96)» die auf die jeweiligen ersten und zweiten Zusatzlastfaktorsignale und auf die jeweiligen ersten und zweiten Servo-Polaritätssignale ansprechen und jeweilige erste und zweite,Polaritätsvergleichssignale liefern, wobei die ersten und zweiten Bremseinrichtungen (21, 32) auf die jeweiligen ersten und zweiten Polaritätsvergleichssignale ansprechen, um selektiv die einem ausgefallenen Servokanal zugeordneten Bremseinrichtungen entsprechend dem Polaritätsvergleich zwischen den Bewegungsrichtungen des ausgefallenen Servokanals und dem zusätzlichen Lastfaktor des Luftfahrzeuges zu betätigen.

9. Steuersystem nach Anspruch 8, gekennzeichnet durch erste und zweite Zusatzlastfaktor-Pegeldetektorelnrichtungen (95, 98), die auf die ersten und zweiten Zusatzlas tfaktor signale ansprechen, um jeweilige Ausgänge zu liefern, wenn der Zusatzlastfaktor des Luftfahrzeuges einen vorgegebenen Pegel überschreitet, und erste und zweite Koinzidenz-Verknüpfungsglieder (94, 97), die auf die jeweiligen Ausgänge der ersten.und zweiten Zusatzlastfaktor-Pegeldetektoreinrichtungen (95, 98) und auf die jeweiligen ersten und zweiten Polaritätsvergleichssignale ansprechen und jeweilige erste und zweite Koinzidenzsignale an die ersten und zweiten Bremseinrichtungen (21, 32) liefern, um die einem ausgefallenen Servokanal zugeordneten Bremseinrichtungen entsprechend dem Polaritätsvergleich zwischen der Bewegungsrichtung des ausgefallenen Servokanals und dem Zusatzlastfaktor des Luftfahrzeuges zu betätigen, wenn zeitlich gleichzeitig der Zusatzlastfaktor des Luftfahrzeuges den vorgegebenen Pegel überschreitet.

609845/0260 ·/.

10. Steuersystem nach Anspruch 6, gekennzeichnet durch erste und zweite Servostellungs-Meßfühlereinrichtungen (41, 42), die mit den Summiereinrichtungen (17) gekoppelt sind, um jeweilige erste und zweite Servostellungssignale entsprechend der algebraischen Summe der ersten und zweiten Servoausgänge zu liefern.

11. Steuersystem nach Anspruch 10, gekennzeichnet durch erste und zweite Kombinationseinrichtungen (83, 91, 90, 92), die jeweils mit den ersten und zweiten Einstelleinrichtungen (56, 6l) verbunden sind und auf die jeweiligen ersten und zweiten Servostellungssignale und auf die jeweiligen ersten und zweiten Zusatzlastfaktorsignale ansprechen, um die Ä'nderungsgeschwindigkeit des Befehlssignals in abnehmender Beziehung bezüglich dem Zusatzlastfaktor des Luftfahrzeuges und ensprechend einer Funktion der algebraischen Summe der ersten und zweiten Servoausgängen einzustellen.

12. Steuersystem nach Anspruch 11, dadurch gekennze ichn e t , daß jede der ersten und zweiten Kombinationseinrichtungen (83, 91, 90, 92) Ausblendschaltungsteile (9I, 92) einschließt, die auf das jeweilige Servostellungssignal ansprechen, um die Punktion der algebraischen Summe der ersten und zweiten Servoausgänge zu liefern.

13. Steuersystem nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß die ersten und zweiten Servostellungssignale weiterhin in die ersten und zweiten Servokanäle (10, 11) eingekoppelt werden, um Rückführungssignale hierfür zu liefern.

14. Steuersystem nach Anspruch J>, dadurch gekennzeichnet, daß die ersten und zweiten Servokanäle (10, 11) erste und zweite Ratengeneratoreinrichtungen (20, 31) einschließen, die jeweils auf die ersten und zweiten Servoausgänge ansprechen, um jeweilige erste und zweite Servo-

609845/0260 ./.

Ratensignale zu erzeugen, die die Bewegungsgeschwindigkeit der Servos darstellen.

15. Steuersystem nach Anspruch 14, gekennzeichnet durch Ausgleichs-Integratoreinrichtungen (kj>, 66), die auf die ersten und zweiten Servo-Ratensignale ansprechen, um jeweilige erste und zweite Ausgleichssignale zu liefern, die jeweils das Integral des Unterschiedes zwischen den ersten und zweiten Servo-Ratensignalen darstellen, und erste und zweite Ausgleichs-Begrenzereinrichtungen (44, 45)» die jeweils auf die ersten und zweiten Ausgleichssignale ansprechen und deren Größe begrenzen,, wobei die begrenzten Ausgleichssignale von den ersten und zweiten Ausgleichsbegrenzereinrichtungen (44, 45) in jeweiligen ersten und zweiten Servoianälen (10, 11) mit entgegengesetzten Polaritäten bezüglich einander derart zugeführt werden, daß sie in Richtung auf eine Verringerung des Unterschiedes der Bewegung zwischen den ersten und zweiten Servoausgängen wirken, wenn sich die ersten und zweiten Servoausgänge in entgegengesetzten Richtungen zueinander bewegen.

16. Steuersystem nach Anspruch 15* gekennzeichnet durch erste und zweite Ausfallüberwachungseinrichtungen (6j5, 64), die jeweils Ausgleichssignal-Pegeldetektoreinrichtungen (65* 72) einschließen, die auf die jeweiligen Ausgleichssignale und die begrenzten Ausgleichssignale ansprechen, um ein Pehlersignal zu erzeugen, wenn die Differenz zwischen diesen Signalen einen vorgegebenen Pegel überschreitet, und Warnanzeigeeinrichtungen (70, 75) für den Piloten, die auf das Pehlersignal ansprechen, um eine Fehleranzeige zu liefern, wenn die Differenz einen vorgegebenen Pegel übersehreiteb.

17. Steuersystem nach Anspruch 16, dadurch gekennzeieh· net, daß jede der Pehlerüberwaehungseinrichtungen"(65,. 64) weiterhin Zeitverzögerungseinrichtungen in den Ausgleichs-

6098A5/0260 ·/·

signal-Pegeldetektoreinrichtungen (β5> 72) einschließt, die die Fehleranzeige für ein vorgegebenes Zeitintervall verzögern, nachdem die Differenz den vorgegebenen Pegel überschritten hat.

18. Steuersystem nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, daß Jede Fehlerüberwachungseinrichtung (6j5, 64) weiterhin Stellwegbegrenzer-Pegeldetektoreinrichtungen (71, 76) einschließt, die auf das gemeinsame Befehlssignal und auf das Ausgangssignal einer jeweiligen Stellweg-Begrenzereinrichtung (51, 52) ansprechen und ein weiteres Fehlersignal liefern, wenn die Differenz zwischen dem gemeinsamen Befehlssignal und dem Ausgangssignal der Stellwegbegrenzer-Einrichtungen (51, 52) einen vorgegebenen Pegel überschreitet, und daß die Warnanzeige (70, 75) für den Piloten auf das weitere Fehlersignal anspricht, um weiterhin eine Fehleranzeige zu liefern, wenn die Differenz zwischen dem gemeinsamen Befehlssignal und dem Ausgangssignal der Stellwegbegrenzer-Einrichtungen (5I, 52) den vorgegebenen Pegel überschreitet.

19. Steuersystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß jeder der ersten und zweiten Servokanäle (10, 11) einen reversiblen Servomotor einschließt und daß die Summiereinrichtungen Differentialgetriebeeinrichtungen (17) einschließen, die zwischen den ersten und zweiten Servokanälen (10, 11) und dem Lagensteuerelement (4o) an einem reversiblen Punkt in dem Steuersystem eingekoppelt sind.

20. Steuersystem nach Anspruch 8 oder 9, dadurch gekennzeichnet, daß weiterhin erste und zweite Polaritätsvergleichereinrichtungen (95, 96) vorgesehen sind, die auf die jeweiligen ersten und zweiten Zusatzlastfaktor-Signale und auf die jeweiligen ersten und zweiten Servo-Polaritätssignale ansprechen und jeweilige erste und zweite

609845/0260 ^#/*

Polaritätsvergleichssignale liefern, und daß die ersten und zweiten Breraseinrichtungen (21, 32) auf die jeweiligen ersten und zweiten Polaritätsvergleichssignale ansprechen, um die Bremseinrichtung, die einem fehlerhaften Servokanal zugeordnet ist, entsprechend einer Übereinstimmung bei dem Polaritätsvergleich zwischen den Bewegungsrichtungen des ausgefallenen Servokanals und dem zusätzlichen Lastfaktor des Luftfahrzeuges zu betätigen.

21. Steuersystem nach Anspruch 20, gekennzeichnet durch erste und zweite Zusatzlastfaktor-Pegeldetektoreinrichtungen (95, 98), die jeweils auf die ersten und zweiten Zusatzlastfaktor-Signale ansprechen, um jeweilige Ausgänge zui liefern, wenn der Zusatzlastfaktor des Luftfahrzeuges einen vorgegebenen Pegel Überschreitet, und erste und zweite Koinzidenz-Verknüpfungsglieder (94, 97), die auf die jeweiligen Ausgänge der ersten und zweiten Zusatzlastfaktor-Pegeldetektor einrichtungen (95, 98) und auf die jeweiligen ersten und zweiten Polaritätsvergleichssignale ansprechen und jeweilige erste und zweite Koinzidenzsignale an die ersten und zweiten Brems einrichtungen (21, j52) liefern, um die Bremseinrichtungen, die dem ausgefallenen Servokanal zugeordnet sind, entsprechend der Übereinstimmung beim Polaritätsvergleich in zeitliche Übereinstimmung mit einer über dem vorgegebenen Pegel liegenden Zusatzlastfaktor des Luftfahrzeuges zu betätigen.

22. Automatisches Plugsteuersystem zur Steuerung der Bewegung der Längsneigungslagen-Steuerfläche eines Luftfahrzeuges, gekennzeichnet ,,durch eine gemeinsame Signalquelle (50), erste und zweite im wesentlichen identische Servokanäle (10, 11), die mit der gemeinsamen Befehlssignalquelle (50) gekoppelt sind und jeweilige erste und zweite Servoausgänge (l6, j50) in Abhängigkeit von dem gemeinsamen Befehlssignal liefern, auf die ersten und zweiten Servo-

609845/0260

ausgänge ansprechende Summiereinriohtungen (17)* die zwischen den ersten und zweiten Servokanälen (10, 11) und der Längs-' neigungslagen-Steuerfläche (4o) eingekoppelt sind und die Bewegung dieser Steuerfläche entsprechend der algebraischen Summe der ersten und zweiten Servoausgänge steuern, Rückführungseinrichtungen mit ersten und zweiten Servostellungs-Meßfühlereinrichtungen (41, 42), die mit den Summiereinrichtungen (17) gekoppelt sind und jeweilige erste und zweite Servostellungs-Rückführungssignale für die ersten und zweiten Servokanäle (10, 11) entsprechend der algebraischen Summe der ersten und zweiten Servoausgänge liefern, so daß eine Bewegung der Längsneigungslagen-rSteuerf lache (4o), die durch einen Ausfall in einem der Servokanäle hervorgerufen wird, durch eine Eewegung des Ausganges des anderen Servokanals kompensiert wird, um unerwünschte Manöver des Luftfahrzeuges so weit wie möglich zu verringern, und erste und zweite Begrenzereinrichtungen (51*55* 52, 54), die zwischen der gemeinsamen Befehlssignalquelle und den ersten und zweiten Servokanälen (10, 11) eingeschaltet sind, um das gemeinsame Befehlssignal zu begrenzen, so daß übermäßige Längsneigungsmanöver des Luftfahrzeuges weitgehend verringert werden, wenn ein Ausfall in der gemeinsamen Befehlssignalquelle (50) auftritt.

23. Steuersystem nach Anspruch 22, dadurch gekennzeichnet, daß die ersten und zweiten Begrenzereinrichtungen jeweils Stellwegbegrenzereinrichtungen (51* 52) zur Begrenzung der Größe des an die ersten und zweiten Servokanäle (10, 11) angelegten Befehlssignals einschließen, so daß die Längsneigungslagen-Änderung des Luftfahrzeuges in Abhängigkeit von dem Befehlssignal begrenzt ist«

24. Steuersystem nach Anspruch 23, dadurch gekennzeichnet, daß die ersten und zweiten Begrenzungseinrichtungen jeweils Ratenbegrenzereinrichtungen (53* 54) zur Begrenzung

609845/0260

der Änderungsgeschwindigkeit des Befehlssignals einschließen, das den ersten und zweiten Servokanälen (10, 11) zugeführt wird, so daß die Änderungsgeschwindigkeit der Längsneigungslage des Luftfahrzeuges in Abhängigkeit von dem Befehlssignal begrenzt ist.

25. Steuersystem nach Anspruch 24, gekennzeichnet durch erste und zweite Normalbeschleunigungsmesser (77* 84) zur Lieferung jeweiliger Zusatzlastfaktorsignale, die den Zusatzlastfaktor des Luftfahrzeuges darstellen.

26. Steuersystem nach Anspruch 25, dadurch gekennzeich net, daß die ersten und zweiten Ratenbegrenzereinrichtungen erste und zweite Einstelleinrichtungen (56, 6l) einschließen, die auf die ersten und zweiten Zusatzlastfaktorsignale ansprechen, um die A'nderungs geschwindigkeit des Befehlssignals in abnehmender Beziehung bezüglich dem Zusatzlastfaktor des Luftfahrzeuges einzustellen.

27. Steuersystem nach Anspruch 26, dadurch gekennzeichnet, daß die ersten und zweiten Servokanäle (10, 11) erste und zweite Bremseinrichtungen (21, 22) jeweils zum Pesthalten der ersten und zweiten Servoausgänge und erste und zweite Ratengeneratoreinrichtungen (20, 21) einschließen, die jeweils auf die ersten und zweiten Servoausgänge ansprechen und jeweilige erste und zweite Servo-Ratensignale liefern, die die Bewegungsgeschwindigkeit und -richtung der Servos darstellen.

28. Steuersystem nach Anspruch 27, dadurch gekennzeichnet, daß erste und zweite Polaritätsvergleichereinrichtungen (23, 96) vorgesehen sind, die auf die jeweiligen ersten und zweiten Zusatzlastfaktorsignale und auf die jeweiligen ersten und zweiten Servo-Ratensignale ansprechen und jeweilige erste und zweite Polaritätsvergleichssignale liefern, und daß die ersten und zweiten Bremseinrichtungen

609845/0 2 60 ^#/"

(21, 32) auf die jeweiligen ersten und zweiten Polaritätsvergleiohssignale ansprechen, um eine ausgewählte, dem ausgefallenen Servokanal zugeordnete Bremseinrichtung bei Übereinstimmung zwischen den Richtungen der Bewegung des ausgefallenen Servokanals und des zusätzlichen Lastfaktors des Luftfahrzeuges im Polaritätsvergleich zu betätigen.

29. Steuersystem nach Anspruch 28, gekennzeichnet durch erste und zweite Zusatzlastfaktor-Pegeldetektoreinrichtungen (95* 98), die jeweils auf die ersten und zweiten Zusatzlastfaktorsignale ansprechen und jeweilige Ausgänge liefern, wenn der Zusatzlastfaktor des Luftfahrzeuges einen vorgegebenen Pegel überschreitet, und erste und zweite Koinzidenz-Verknüpfungsglieder (9^, 97), die auf die jeweiligen Ausgänge der ersten und zweiten Zusatzlastfaktor-Pegeldetektoreinrichtungen (95* 98) und auf die jeweiligen ersten und zweiten Polaritätsvergleichssignale ansprechen, um jeweils erste und zweite Koinzidenzsignale an die ersten und zweiten Bremseinrichtungen (21, 32) zu liefern, um die einem ausgefallenen Servokanal zugeordnete Bremseinrichtung entsprechend der Übereinstimmung bei dem Polaritätsvergleich und bei zeitlich gleichzeitigem Auftreten eines Zusatzlastfaktors oberhalb eines vorgegebenen Pegels zu betätigen.

30. Steuersystem nach Anspruch 29, gekennze ichne t durch erste und zweite Kombinationseinrichtungen (83* 91* 90, 92), die jeweils mit den ersten und zweiten Einstelleinrichtungen (56, 61) verbunden sind und auf die jeweiligen ersten und zweiten Servostellungssignale und auf die jeweiligen ersten und zweiten Zusatzlastfaktorsignale ansprechen, um die Snderungsgeschwindigkeit des Befehlssignals in abnehmender Beziehung hinsichtlich des Zusatzlastfaktors des Luftfahrzeuges und entsprechend einer Funktion der algebraischen Summe der ersten und zweiten Servoausgänge einzustellen.

609845/0260

jjl. Steuersystem naoh Anspruch 30, dadurch gekennzeich net, daß jede der ersten und zweiten Kombinationseinrichtungen (83, 91, 90, 92) AusblendSchaltungseinrichtungen (91, 92) einschließt, die auf das jeweilige Servostellungssignal ansprechen, um die Funktion der algebraischen Summe der ersten und zweiten Servoausgänge zu liefern.

52. Steuersystem nach Anspruch J>1, gekennzeichnet durch Ausgleichs-Integratoreinrichtungen (45, 66) die auf die ersten und zweiten Servo-Ratensignale ansprechen, um jeweilige erste und zweite Ausgleichssignale zu liefern, die jeweils das Integral der Größendifferenz zwischen dem ersten und zweiten Servo-Ratensignal darstellen, und erste und zweite Ausgleichsbegrenzereinrichtungen (44, 45), die jeweils auf die ersten und zweiten Ausgleichssignale ansprechen, um deren Größe zu begrenzen, wobei die begrenzten AusgleichssignaIe von den ersten und zweiten Ausgleichsbegrenzereinrichtungen (44, 45) den jeweiligen ersten und zweiten Servokanälen (10, 11) mit entgegengesetzten Polaritäten zueinander derart zugeführt werden, daß sie eine Verringerung des Bewegungsunterschiedes zwischen den ersten und zweiten Servoausgängen bewirken, wenn sich die ersten und zweiten Servoausgänge in entgegengesetzten Richtungen zueinander bewegen.

53· Steuersystem nach Anspruch 32, gekennze lehnet durch erste und zweite Fehlerüberwachungseinrichtungen (65, 64), die jeweils Ausgleichssignal-Pegeldetektoreinrichtungen (65* 72) einschließen, die auf die jeweiligen Ausgleichssignale und begrenzten Ausgleichssignale ansprechen und ein Fehlersignal liefern, wenn die Differenz der Größe dieser Signale einen vorgegebenen Pegel überschreitet, und eine Warnanzeigeeinrichtung (70, 75) für den Piloten, die auf das Fehlersignal anspricht und eine Fehleranzeige liefert, wenn die Differenz den vorgegebenen Pegel überschreitet.

609845/0260

34. Steuersystem nach Anspruch 33* dadurch gekennzeichnet, daß jede Fehierüberwachungseinrichtung (63, 64) weiterhin Zeitverzögerungseinrichtungen in den Ausgleichssignal-Pegeldetektoreinriehtungen (65, 72) einsehließt, und daß die Zeitverzögerungseinrichtungen die Fehleranzeige für ein vorgegebenes Zeitintervall verzögern, nachdem die Differenz den vorgegebenen Pegel überschritten hat.

35· Steuersystem nach Anspruch 33* dadurch gekennzeichnet, daß jede Fehlerüberwachungseinrichtung (63, 64) weiterhin Stellwegbegrenzer-Pegeldetektoreinrichtungen (71, 76) einschließt, die auf das gemeinsame Befehlssignal und auf das Ausgangssignal jeweils eines der Stellx-regbegrenzereinrichtungen (51, 52) ansprechen und ein weiteres Fehlersignal liefern, wenn die Differenz zwischen dem gemeinsamen Befehlssignal und dem Ausgangssignal der Stellwegbegrenzereinrichtungen (51* 52) einen vorgegebenen Pegel überschreitet und daß die Alarmanzeigeeinrichtung (70, 75) auf das weitere Fehlersignal anspricht und ebenfalls eine Fehleranzeige liefert, wenn die Differenz zwfehen dem gemeinsamen Befehlssignal und dem Ausgangssignal der Stellwegbegrenzereinrichtungen (51* 52) den vorgegebenen Pegel überschreitet.

36. Steuersystem nach Anspruch 35* dadurch gekennzeich net, daß jeder der ersten und zweiten Servokanäle (10, 11) einen umkehrbaren Servomotor einschließt und daß die Summiereinrichtungen Differentialgetriebeeinrichtungen (I7) einschließen, die zwischen den ersten und zweiten Servokanälen (10, 11) und der Längsneigungslagen-Steuerfläche (¹K)) an einem reversiblen Punkt in dem Steuersystem eingeschaltet sind.

37· Steuersystem nach Anspruch 36, dadurch gekennzeich net, daß die ersten und zweiten Servo-Ratensignale weiter-

609845/0260 ./.

hin den ersten und zweiten Servokanälen zugeführt werden, um weitere Rückführungssignale in diesen Kanälen zu liefern.

38. Steuersystem nach Anspruch 37* dadurch gekennzeich net, daß jede der ersten und zweiten Ratenbegrenzereinrichtungen einen Integrator (57* 62), eine auf das gemeinsame Befehlssignal ansprechende algebraische Subtraktionsschaltung (55* 60), die zum Empfang des Ausganges des Integrators (57* 62) angeschaltet ist, und die algebraische Differenz zwischen diesen Signalen liefert, und Begrenzersteuereinrichtungen (56, 6l) einschließt, die den Ausgang der Sub trakt ions schaltung (55j 6o) -mit dem Eingang des Integrators (57* 62) verbinden und die mit dem Ausgang der jeweiligen Kombinationseinrichtungen (53, 91, 90, 92) verbunden sind, um die Verstärkung der Integratoreinrichtungen (57, 62) zu steuern und daß die Begrenzungssteuereinrichtungen (56, 6l) die Einstelleinrichtungen bilden.

609845/0260

Leerseite