DE2808017C2 - - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Vorrichtung zur Ermittlung des Gesamtgewichts eines Luftfahrzeugs der im Oberbegriff des Patentanspruchs 1 genannten Art.

Das Gesamtgewicht eines Luftfahrzeugs kann in Verbindung mit der Stellung der Klappen und Vorflügel der Auftriebsoberfläche zur automatischen Bestimmung der wesentlichen Abhebegeschwindigkeits- Bezugswerte verwendet werden, wie zum Beispiel der Entscheidungsgeschwindigkeit (V 1), der Rotationsgeschwindigkeit (VR) (Geschwindigkeit beim Einleiten des Abhebebe-Drehvorganges) und der sicheren Geschwindigkeit (V 2).

Das Gewicht ist weiterhin ein grundlegender Parameter für die Steuerung des Schubes, des Widerstandes und des Auftriebes während des Steigfluges, des Reisefluges, des Sinkfluges und des Fliegens in Warteschleifen, damit eine optimale Wirtschaftlichkeit hinsichtlich des Treibstoffverbrauchs und ein optimaler Flug über lange Entfernungen erzielt wird. Das Gesamtgewicht wird weiterhin für die Bestimmung von Anfluggeschwindigkeiten mit ausreichender Überziehsicherheit verwendet.

Die Genauigkeit der Messung des Gesamtgewichtes hängt in vielen Fällen von einer genauen Messung des Schwerpunktes ab, der sich ändern kann, wenn beispielsweise Treibstoff zwischen den einzelnen Tanks während des Fluges ausgetauscht wird. Es ist allgemein wünschenswert, den Schwerpunkt mit dem Mittelpunkt des aerodynamischen Auftriebs der Tragfläche auszurichten, weil dies zu einer minimalen Belastung der Höhenflosse und damit zur Verringerung des Widerstandes des Luftfahrzeuges führt. Das Signal für den Schwerpunkt kann zusätzlich für die Steuerung von Mechanismen verwendet werden, die die Höhenruder-Kraftsimulationseinrichtungen einstellen, die eine bestimmte Kraft auf das Steuerhorn reflektieren, damit die Steuerhorn-Kraft pro Einheit der Vertikalbeschleunigung im wesentlichen über den Betriebs-Fluggeschwindigkeitsbereich des Luftfahrzeuges konstant bleibt.

Bekannte Techniken zur Ermittlung des Gesamtgewichtes beruhen auf einer angenäherten Kenntnis des Leergewichtes des Luftfahrzeuges, wobei eine getrennte Berücksichtigung des Gewichtes und der Position des Treibstoffes und der Nutzlast vorgenommen wird, und weiterhin die Änderung der Treibstoffmenge aufgrund des Verbrauchs durch die Triebwerke berücksichtigt wird. Hierbei ist eine schnelle Erneuerung der Schätzwerte für das Gesamtgewicht und die Schwerpunktslage nicht möglich und es treten Fehler aufgrund der anfänglichen angenäherten Annahmen für das Leergewicht, das Treibstoffgewicht und das Gewicht der Nutzlast auf. Weiterhin treten kumulative Fehler auf, sie sich bei der Integration der Treibstoff-Strömungsgeschwindigkeit und aufgrund von Dichteänderungen bei den volumetrischen Treibstoffverbrauchmeßtechniken ergeben.

Es ist weiterhin eine Vorrichtung der eingangs genannten Art bekannt (DE-OS 21 61 401), bei der das Gesamtgewicht als Funktion des Auftriebskoeffizienten und des Verhältnisses zwischen Auftrieb und Gewicht berechnet wird. Dieses letztgenannte Verhältnis von Auftrieb zu Gewicht wird anhand eines Wertes des Anstellwinkels berechnet. Dieser Anstellwinkel wird hierbei anhand von Trägheitsinstrumenten festgestellt und ist damit auf die Erde bezogen, so daß Fehler gegenüber dem wahren Anstellwinkel bezüglich der umgebenden Luftmasse bzw. des relativen Windes auftreten. Weiterhin kann das Gesamtgewicht lediglich dann ermittelt werden, wenn sich das Luftfahrzeug im Flugzustand befindet und es ist nicht möglich, das Gesamtgewicht bereits zu ermitteln, wenn das gesamte Gewicht oder ein Teil des Gewichtes des Luftfahrzeuges durch das Fahrwerk getragen wird.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Vorrichtung der eingangs genannten Art zu schaffen, die unter Verwendung von ohne weiteres zur Verfügung stehenden zuverlässigen und genauen Luftfahrzeugmeßfühlern die Ermittlung des Gesamtgewichts sowie der Verteilung dieses Gesamtgewichts unmittelbar nach dem Beginn des Start-Anrollvorganges ermöglicht.

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

Vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen.

Bei der erfindungsgemäßen Vorrichtung wird ein Maß des Schubes verwendet, der von den Triebwerken des Luftfahrzeuges erzeugt wird und es ist möglich, das Gesamtgewicht bereits sehr kurz nach dem Beginn des Start-Anrollvorganges zu ermitteln und dieses Maß des Gesamtgewichtes während des gesamten Flugverlaufs mit hoher Genauigkeit zu ermitteln. Da das Gesamtgewicht bereits kurz nach dem Beginn des Start-Anrollvorganges zur Verfügung steht, wird eine automatische und unabhängige Ableitung der kritischen Startgeschwindigkeitswerte (V 1, VR und V 2), die eine Funktion des Gesamtgewichtes des Luftfahrzeuges beim Start sind, ermöglicht. Diese Bezugswerte können automatisch dazu verwendet werden, die entsprechenden Indizes eines Anzeigegeräts für die Fluggeschwindigkeit einzustellen, das der Pilot während des Rollvorganges am Boden und während des Startvorganges verwendet.

Die für die Ermittlung des Gesamtgewichtes erforderlichen Signale werden durch Meßfühler gemessen, die sich normalerweise ohnehin an Bord eines Luftfahrzeuges befinden, so daß nur ein geringer zusätzlicher Aufwand erforderlich ist.

Ausführungsbeispiele der Erfindung werden im folgenden anhand der Zeichnungen näher erläutert.

In der Zeichnung zeigen:

Fig. 1 die Kräfte, die auf ein Luftfahrzeug während des Startvorganges wirken, wenn das gesamte Gewicht oder ein Teil des Gewichtes des Luftfahrzeuges durch das Fahrgestell getragen wird,

Fig. 2 die Kräfte, die am Schwerpunkt des Luftfahrzeuges wirken, wenn sich das Luftfahrzeug vollständig in der Luft befindet,

Fig. 3 ein Diagramm einer typischen Strahltriebwerks-Schubcharakteristik als Funktion des statischen Druckverhältnisses, des Triebwerkdruckverhältnisses und der Mach-Zahl,

Fig. 4 ein Diagramm einer typischen Strahltriebwerks- Schubcharakteristik als Funktion des statischen Druckverhältnisses, des Gesamttemperaturverhältnisses oder der Betriebstemperatur, der Gebläsedrehzahl des Triebwerks und der Mach- Zahl;

Fig. 5 ein Blockschaltbild einer Ausführungsform der Vorrichtung zur Berechnung der Signale für das Gesamtgewicht und den Schwerpunkt des Luftfahrzeuges;

Fig. 6 ein Diagramm der Auftriebs- und Widerstandseigenschaften eines typischen Luftfahrzeuges als Funktion des Anstellwinkels und der Klappenstellung;

Fig. 7 ein Diagramm von Anstellwinkelfunktionen, die aus den Auftriebs- und Widerstandseigenschaften nach Fig. 6 abgeleitet sind;

Fig. 8 ein Blockschaltbild, das ein Ausführungsbeispiel einer Rechner-Ausführung des Schubrechnerabschnittes nach Fig. 5 zeigt;

Fig. 9 ein ähnliches Blockschaltbild, das eine Rechnerausführung für den Anstellwinkel- oder Alphafunktions- Rechnerabschnitt nach Fig. 5 zeigt;

Fig. 10 ein Blockschaltbild eines Ausführungsbeispiels einer Rechnerausführung des Gewichtsrechnerabschnittes nach Fig. 5;

Fig. 11 ein Blockschaltbild einer Rechnerausführung des Bodengewichts-Rechners entsprechend den Forderungen nach Fig. 1;

Fig. 12 eine schematische Darstellung der longitudinalen aerodynamischen Kräfte und Momente, die auf das Luftfahrzeug auf Grund der kombinierten Wirkung der Tragfläche und des Leitwerks wirken;

Fig. 13 eine Tabelle typischer Klappenstellungs- und machzahlabhängiger Luftfahrzeugparameter, die für die Gewichts- und Schwerpunktslagenberechnung gemäß der Erfindung erforderlich sind;

Fig. 14 und 15 eine Tabelle typischer Alphafunktionen für verschiedene Werte des Anstellwinkels bei extremen Lagen des Schwerpunktes;

Fig. 16 ein Diagramm der Änderung der Alphafunktion mit der Lage des Schwerpunktes;

Fig. 17 eine Darstellung von Alphafunktions-Charakteristiken, die auf relativ kleinen Änderungen des Anstellwinkels beruhen;

Fig. 18 eine Tabelle typischer Alphafunktions-Koeffizienten, die auf relativ kleinen Änderungen des Anstellwinkels für verschiedene Klappenstellungen beruhen;

Fig. 19 ein Blockschaltbild einer Ausführungsform einer Analogrechner-Ausführung für den Polynomkurven- Anpaßfunktionsgenerator nach Fig. 9;

Fig. 20 ein Blockschaltbild einer Ausführungsform der Vorrichtung, bei dem die Elemente eines üblichen Allzweckrechners zur Durchführung der erforderlichen Berechnungen gezeigt sind;

Fig. 21 und 22 Programmtafeln, die zur Programmierung des Digitalrechners nach Fig. 20 verwendet werden können.

Bevor die bevorzugten Ausführungsbeispiele erläutert werden, sollen die verschiedenen mathematischen Beziehungen und ihre Ableitungen sowie eine allgemeine gerätemäßige Ausführung einer Ausführungsform der Vorrichtung diskutiert werden, damit das Verständnis des bevorzugten Ausführungsbeispiels erleichtert wird.

Fig. 1 wird zur Ableitung einer Beziehung zwischen dem Gewicht des Luftfahrzeuges, dem auf das Luftfahrzeug ausgeübten Schub und der Beschleunigung verwendet, die von einem Längsrichtungs- Beschleunigungsmesser gemessen wird, der entlang einer Luftfahrzeugachse befestigt ist, die parallel zu dem Schubvektor des Triebwerks verläuft. Im folgenden wird eine Definition der Symbole angegeben, von denen einige auch in Fig. 1 gezeigt sind:

T _TO  die Summe der Startschübe der getrennten an dem Luftfahrzeug befestigten Triebwerke;
W _TO  das Start-Gesamtgewicht des Luftfahrzeuges;
γ _RWY  der Neigungswinkel der Startbahn bezüglich der örtlichen horizontalen Ebene;
D _TO  die Summe der Reibungs- und aerodynamischen Widerstandskräfte, die auf das Luftfahrzeug wirken, wenn es sich entlang der Startbahn bewegt;
_TO  die Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang der Startbahn;
a _x  der Ausgang eines Linearbeschleunigungsmessers, der parallel zur Längsachse des Luftfahrzeuges befestigt ist;
g die Erdbeschleunigung.

Die entlang der Längsachse wirkende resultierende Kraft führt zu einer Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang der Startbahn in der folgenden Weise:

Der Längsbeschleunigungsmesser spricht nicht nur auf die Beschleunigung _TO sondern auch auf die Komponente der Schwerkraft entlang der Längsachse in der folgenden Weise an:

a _x = _TO + g sin γ _RWY (2)

Das Einsetzen der Gleichung (2) in die Gleichung (1), wobei D _TO als Funktion des aerodynamischen Widerstandes ausgedrückt wird und die Rollreibung des Luftfahrzeuges berücksichtigt wird, führt zusammen mit einer mathematischen Umstellung zur Auflösung nach W _TO zu der folgenden Gleichung:

darin ist:

S die Tragflächen-Fläche des Luftfahrzeuges;
C _D  der Koeffizient des aerodynamischen Widerstandes
ρ die Dichte der Luft
V die Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges relativ zum Wind
μ _RL  der Koeffizient der Rollreibung des Luftfahrzeuges.

Bei der Berechnung des Gewichtes vor dem Start kann der aerodynamische Widerstand im Zähler der Gleichung (3) vernachlässigt werden, weil die Berechnung dann erfolgt, wenn die Vorwärtsgeschwindigkeit niedrig ist. Dies wird dadurch sichergestellt, daß das Gewicht lediglich während eines kurzen Zeitintervalls nach dem Lösen der Bremsen und nachdem die Triebwerks- Druckverhältnisse Werte erreicht haben, berechnet wird, die einen bestimmten relativ großen Bruchteil des Start-Grenzwertes darstellen, beispielsweise einen Wert von 0,90 EPRL (EPRL=Triebwerksdruckverhältnis-Grenzwert). Dieser Zustand tritt üblicherweise innerhalb weniger Sekunden nach dem Freigeben der Bremsen auf. Der Wert des Koeffizienten der Rollreibung μ _RL ist eine bekannte Größe für ein bestimmtes Luftfahrzeug. Weil der Schub, die Längsbeschleunigung und die Rollreibung bekannt sind oder gemessen werden und weil der aerodynamische Widerstand vernachlässigt werden, kann der Wert von W _TO durch gerätemäßige Ausführung und Lösung der rechten Seite der Gleichung (3) bezüglich der aerodynamischen Parameter unter Verwendung von Analog- oder Digital-Recheneinrichtungen abgeleitet werden. Es sei bemerkt, daß die Verwendung eines Längsbeschleunigungsmesserausganges dazu führt, daß die Gleichung (3) von der Neigung der Startbahn unabhängig ist. Eine derartige W _TO -Rechnerausführung ist in Fig. 11 gezeigt und wird weiter unten ausführlich erläutert.

Fig. 2 stellt ein Vektordiagramm der auf ein im Flug befindliches Luftfahrzeug einwirkenden Kräfte bezogen auf den Schwerpunkt des Luftfahrzeuges dar und kann zur Ableitung von zwei grundlegenden Beziehungen verwendet werden, die genau zwei abhängige Variablen umfassen, von denen eine das momentane Gesamtgewicht des Luftfahrzeuges ist. Der Rechner der Ausführungsform der Vorrichtung löst daher diese Gleichungen gleichzeitig unter Verwendung von Analog- oder Digital-Rechentechniken, um ein Maß des Fluggewichtes des Luftfahrzeuges abzuleiten. Fig. 2 zeigt die Kräfte, die auf den Schwerpunkt (CG) des Luftfahrzeuges einwirken, sowie die Beschleunigungskomponenten, die auf Grund dieser Kräfte entlang der orthogonalen Längs- und Vertikalachsen des Luftfahrzeuges auftreten.

Im folgenden wird eine Definition von Symbolen gegeben, von denen einige in Fig. 2 auftreten:

T ist die Summe der Schübe der getrennten an dem Luftfahrzeug befestigten Triebwerke;
W ist das Gesamtgewicht des Luftfahrzeuges;
L ist der aerodynamische Auftrieb, der auf das Luftfahrzeug wirkt;
D ist der aerodynamische Widerstand, der auf das Luftfahrzeug wirkt;
 ist die Beschleunigungskomponente entlang der Längsachse des Luftfahrzeuges, die parallel zum Schubvektor verläuft;
 ist die Beschleunigungskomponente entlang der Vertikalachse des Luftfahrzeuges, die orthogonal zur Längsachse ist;
V ist die Geschwindigkeit entlang des Flugweges des Luftfahrzeuges, die parallel zur Richtung des relativen Windes ist;
α ist der Anstellwinkel, der der Winkel zwischen der Längsachse des Luftfahrzeuges und dem relativen Wind ist und
γ der Flugwegwinkel, der der Winkel zwischen dem relativen Wind und der örtlichen horizontalen Ebene ist.

Die resultierende auf das Luftfahrzeug entlang der Längsachse wirkende Kraft führt zu einer entsprechenden Beschleunigungskomponente gemäß der folgenden Gleichung:

worin R der Winkel zwischen der Längsachse des Luftfahrzeuges und der örtlichen horizontalen Ebene gemessen in einer Vertikalebene ist, die die Längsachse einschließt. Dieser Winkel wird üblicherweise als Längsneigungswinkel oder Nickwinkel des Luftfahrzeuges bezeichnet.

Die entlang der Vertikalachse des Luftfahrzeuges wirkende resultierende Kraft führt zu einer entsprechenden Beschleunigungskomponente gemäß der folgenden Gleichung:

worin Φ der Winkel zwischen der Vertikalachse des Luftfahrzeuges und der vertikalen Ebene ist, die die Längsachse des Luftfahrzeuges enthält. Dieser Winkel wird üblicherweise als Querneigungswinkel oder Rollwinkel des Luftfahrzeuges bezeichnet.

Weil Linear-Beschleunigungsmesser, die parallel zu den Längs- und Vertikalachsen des Luftfahrzeuges befestigt sind, bei der beschriebenen Vorrichtung zur Lieferung der a _x - und a _z -Signale verwendet werden, stellen sie nicht nur die jeweiligen - bzw. -Beschleunigungen fest, sondern sprechen auch auf Komponenten der Schwerkraft an, so daß ihre Signalausgänge wie folgt sind:

a _x = + g sin R (6)

a _z = + g cos R sin Φ (7)

Die aerodynamischen Auftriebs- und Widerstandskräfte können in üblicher Auftriebskoeffizienten (C _L -) und Widerstandskoeffizienten (C _D -)Form wie folgt ausgedrückt werden:

L = C _L qS (8)

D = C _D qS (9)

worin q = Staudruck oder 0,7 p _s M ² (10)

und worin

p _s  der statische Druck und
M die Machzahl ist.

Das Einsetzen der Gleichungen (6) bis (10) in die Gleichungen (4) und (5) führt bei einer mathematischen Umstellung zu den folgenden grundlegenden Beziehungen:

Eine Überprüfung der Gleichungen 11 und 12 zeigt, daß sie genau zwei abhängige Variable umfassen, die das Gesamtgewicht W und der Anstellwinkel α sind. Dies ergibt sich deshalb, weil der statische Druck (p _s ), die Mach-Zahl (M), die Vertikalbeschleunigung (a _z ), die Längsbeschleunigung (a _x ) und der Schub (T) alle unabhängig voneinander gemessen werden. Es ist weiterhin zu erkennen, daß der Auftriebskoeffizient (C _L ) und der Widerstandskoeffizient (C _D ) eines bestimmten Luftfahrzeuges in eindeutiger Weise als eine Funktion des Anstellwinkels, der Mach-Zahl, der Klappen-Vorflügelstellung und der Höhenflossenstellung bestimmt sind. Die letzten drei Parameter können ebenfalls unabhängig gemessen werden. Daher ist die Vorrichtung zur Berechnung des Gewichtes des Luftfahrzeuges so ausgebildet, daß sie gleichzeitig die Gleichungen (11) und (12) für die abhängigen Variablen W und α unter Verwendung elektrischer Signale auflöst, die von Meßfühlereinrichtungen geliefert werden, die auf die gerade genannten unabhängigen Variablen ansprechen. Weil der Schub T einer dieser unabhängigen Variablen ist, wird im folgenden eine kurze Diskussion der Triebwerkseigenschaften durchgeführt, die eine Messung des Schubes dieses Triebwerkes ermöglichen.

Die Fig. 3 und 4 zeigen typische Strahltriebwerks-Charakteristiken. Die Kurven nach Fig. 3 zeigen einen Typ eines Strahltriebwerkes, bei dem das Verhältnis zwischen dem Ausgangs- Gesamtdruck zum Einlaßdruck (EPR) als grundlegender Schubmeßparameter verwendet wird, während sich Fig. 4 auf ein Strahltriebwerk in einem Typ bezieht, bei dem die prozentuale Gebläsedrehzahl (N₁) als grundlegender Schubmeßparameter verwendet wird. Die beschriebenen Ausführungsformen der Vorrichtungen sind für beide Typen anwendbar. Diese Charakteristiken zeigen, daß der Schub T eines bestimmten Triebwerkes in eindeutiger Weise bestimmt ist, wenn das Statikdruckverhältnis δ _AM , das Gesamttemperaturverhältnis R _T , die Mach-Zahl und das Triebwerks-Druckverhältnis (EPR) oder die Triebwerks-Gebläsedrehzahl N₁ unabhängig gemessen werden. Weil diese Parameter alle vorgegeben sind oder direkt meßbar sind, kann der Schub jedes Triebwerkes des Luftfahrzeuges genau bestimmt werden, wie dies weiter unten erläutert wird.

Fig. 5 zeigt ein Rechner-Blockschaltbild einer Ausführungsform der Vorrichtung, das zur gleichzeitigen Lösung der vorstehenden Gleichungen (11) und (12) verwendet wird. Die unabhängigen Variablen sind elektrische Rechner-Eingangssignale an den Leitungen 10 bis 14 und 16 bis 18.

Jedes dieser elektrischen Signale wird von einem an Bord des Luftfahrzeuges befindlichen Meßfühler für den angegebenen Parameter geliefert. Die Signale für die Mach-Zahl und den statischen Druck von den Leitungen 10 bzw. 11 werden von einem üblichen Flugdatenmeßfühler 100 geliefert und die Längs- und Vertikalbeschleunigungssignale a _x und a _z werden von jeweiligen x-Achsen- und z-Achsen-Beschleunigungsmessern 101 und 102 geliefert, die vorzugsweise so nahe wie möglich an dem Schwerpunkt des Luftfahrzeuges befestigt sind. Die beweglichen aerodynamischen Oberflächen, die den Auftriebskoeffizienten C _L des Luftfahrzeuges beeinflussen, sind die Klappen und die Höhenflosse, und zu den Stellungen dieser Steuerflächen proportionale Signale werden von geeigneten Meßfühlern (wie z. B. ein über ein Getriebe mit diesen Steuerflächen verbundenes Synchro) 114 bzw. 116 geliefert. Schließlich werden die zu dem Druckverhältnis (EPR) jedes Triebwerkes proportionalen Signale von üblichen Meßfühlern 117 und 118 für diese Parameter geliefert.

Die Signale für die Mach-Zahl und den statischen Druck an den Leitungen 10 und 11 sowie die EPR-Signale an den Leitungen 17 und 18 für ein zweistrahliges Luftfahrzeug werden als Eingänge einem Schubrechner 19 zugeführt, der diese elektrischen Eingänge in ein elektrisches Ausgangssignal an einer Leitung 55 umformt. Dieser Ausgang ist proportional zu dem zusammengesetzten Schub des Luftfahrzeuges entsprechend den Charakteristiken nach Fig. 3, wenn das spezielle Triebwerk ein Triebwerk vom EPR-Typ ist. Wenn das Triebwerk vom Gebläsetyp ist, würden die Signale an den Leitungen 17 und 18 die Triebwerks- Gebläsedrehzahlen N₁ anstelle der Triebwerks-Druckverhältnisse darstellen. Die allgemeine Form der mathematischen Beziehung für die Schubcharakteristiken eines Triebwerks vom EPR-Typ kann empirisch in Form von Polynomen mit ausreichend hoher Ordnung abgeleitet werden, damit die erforderliche Genauigkeit erzielt wird, d. h. mit Hilfe einer üblichen Kurvenanpaßtechnik. Das folgende Polynom ist typisch:

F _n = 18 700 δ _AM (a - bM + CM²) (13)

a = -0,3848 + 0,5753 (EPR) (14)

b = 0,823-0,2852 (EPR) + 0,0699 (EPR)² (15)

c = 0,5138 + 0,1125 (EPR) (16)

worin M=Mach-Zahl und

(2116=Standardatmosphäre in Meeresspiegel an einem Standardtag in lbf/ft² entsprechend 1013,14 Millibar)
F _n =Schubleistung eines einzigen Triebwerks in 1b.

Eine ausführliche Erläuterung der Erzeugung des Schubsignals T wird weiter unten in Verbindung mit Fig. 8 gegeben.

Es ist für den Fachmann auf dem Gebiet der digitalen Rechnertechnik verständlich, daß die Lösung der Gleichung (13) mit einem hohen Maß an Genauigkeit durchgeführt werden kann, weil genaue Polynom-Koeffizienten für das Triebwerk, die durch die Kurven nach den Fig. 3 oder 4 festgelegt sind, in einem Festwertspeicher gespeichert und in die Bearbeitungseinrichtung oder den Prozessor einprogrammiert werden können, um ein sehr genaues Maß von F _n zu erzielen.

Wie es weiterhin aus Fig. 5 zu erkennen ist, umfassen die Eingangssignale an dem Alpha-Funktionsrechner 20 die Signale an den Leitungen 10, 12, 13, 14, 16 und 53. Diese Signale von den entsprechenden Meßfühlern sind proportional zur Mach-Zahl (M), zur Vertikalbeschleunigung (a _z ), zur Längsbeschleunigung (a _x ), zur Klappenstellung δ _FL , zur Höhenflossen-Stellung i _H bzw. zum Schub-/Gewichtsverhältnis T/W. Das letztere Signal wird unter Verwendung einer Rückführungstechnik durch eine Division des Schubrechner-Ausgangssignals an der Leitung 55 durch das Gewichtsrechner-Ausgangssignal W an der Leitung 27 in dem Dividierer 120 erzeugt, wobei die Erzeugung des Gewichts- Ausgangssignals W anhand der Fig. 10 noch näher erläutert wird. Der Alpha- oder Anstellwinkel-Funktionsrechner 20 verarbeitet die Eingangssignale, wie dies noch näher anhand der Fig. 9 erläutert wird, um ein Ausgangssignal an der Leitung 25 zu erzeugen, das gleich der Größe (C _L cos α + C _D sin α) ist und weiterhin wird ein Ausgangssignal an der Leitung 15 geliefert, das proportional zur Lage des Schwerpunktes /MAC ist.

Die Eingangssignale für den Gesamtgewichtsrechner 21 nach Fig. 5 umfassen die Signale an den Leitungen 10, 11, 12 und 25, die weiter oben erläutert wurden. Diese Signale werden entsprechend der Forderungen der Gleichung (11) verarbeitet, um ein elektrisches Signal (an der Leitung 27) zu erzeugen, das proportional zum Gewicht W des Luftfahrzeuges ist, wie dies weiter unten anhand der Fig. 10 erläutert wird.

Aus der vorstehenden Beschreibung ist zu erkennen, daß der Schubrechner 19 Einrichtungen zur Lieferung eines Signals oder eines Meßwertes umfaßt, das sich entsprechend der auf das Luftfahrzeug einwirkenden Schubkraft ändert, die von den Triebwerken geliefert wird, während der Alpha-Funktionsrechner 20 eine Einrichtung zur Lieferung von Signalen oder Meßwerten darstellt, die sich als Funktion des Anstellwinkels des Luftfahrzeuges ändern. Der Gewichtsrechner 21 umfaßt Einrichtungen zur Lieferung eines Signals oder Meßwertes proportional zum tatsächlichen Gesamtgewicht des Luftfahrzeuges während der auf die Schub- und Gewichtssignale ansprechende Dividierer 120 eine Einrichtung zur Lieferung eines Signals oder Meßwertes proportional zum Schub-/Gewichtsverhältnis des Luftfahrzeuges bildet. Die speziellen Eigenschaften einer Ausführungsform dieser Einrichtungen werden im folgenden anhand der Fig. 8, 9 bzw. 10 näher erläutert.

Die Fig. 6 und 7 sind zur Erläuterung der neuartigen Verarbeitungstechnik zweckmäßig, die in dem Alpha-Funktionsrechner 20 durchgeführt wird, um ein Signal oder einen Meßwert proportional zu einer Funktion des Anstellwinkels des Luftfahrzeuges zu erzeugen. Fig. 6 ist ein Nomogramm, das zeigt, daß typische Auftriebs- und Widerstandscharakteristiken eines Luftfahrzeuges abhängige Funktionen von zwei unabhängigen Variablen sind, nämlich Anstellwinkel α und Klappenstellung ε _FL . Im normalen Betriebsbereich des Luftfahrzeuges (Mach-Zahl und Höhe) können diese Charakteristiken wie folgt ausgedrückt werden:

C _L = ( α - α₀ _L ) (17)

C _D = + k _D C _L ² (18)

darin ist:

 die Ableitung von C _L bezüglich α. Dieser Wert ändert sich mit der Lage des Schwerpunktes und der Mach-Zahl.
α₀ _L  ist der Anstellwinkel bei einem Auftrieb von 0. Dieser Wert ändert sich mit der Klappenstellung.
 ist der Koeffizient des Profilwiderstandes. Dieser Wert ändert sich mit der Klappen-Vorflügel-Stellung und der Mach-Zahl.
k _D  ist der Koeffizient des induzierten Widerstands. Dieser Wert ändert sich mit der Mach-Zahl.

Es ist damit zu erkennen, daß die Kurven nach Fig. 6 eine einer Familien von Kurven darstellen, die einen bestimmten Flugzustand oder einer Luftfahrzeugumgebung entsprechen.

Aus einer Untersuchung dieser typischen Kurven ist zu erkennen, daß für einen vorgegebenen Wert des Anstellwinkels α und eine vorgegebene Klappenstellung δ _FL spezielle Werte von C _L und C _D bestimmt werden können und daß aus diesen letzteren Werten ein Nomogramm abgeleitet werden kann, in dem die Werte von C _L und C _D in

C _L cos α + C _D sin α (19a)

und

umgewandelt sind.

Fig. 7 zeigt ein derartiges Nomogramm. Es ist zu erkennen, daß als Ergebnis dieser Transformation oder Umwandlung der Satz von Kurven eine flachere Neigung aufweist, so daß sich ein genauerer Kurvenanpassungs-Rechenvorgang ergibt. Insbesondere ist zu erkennen, daß die vorstehende Gleichung (19b) gleich der rechten Seite der vorstehenden Gleichung (12) ist, und daß daher ihr Wert unabhängig berechnet werden kann, wobei das Nomogramm entsprechend die Funktion

und die Klappenstellung δ _FL als unabhängige Variablen verwendet, um die abhängigen Variablen zu bestimmen, die (C _L cos α + C _D sin α) und der Anstellwinkel α sind. Als typisches Beispiel sei ein Flugzustand betrachtet, bei dem die unabhängigen Variablen wie folgt sind:

und δ _FL =15°.

Die resultierenden Werte für (C _L cos α + C _D sin α) und Anstellwinkel α sind 1,05 bzw. 6,8° entsprechend den mit Pfeilen versehenen gestrichelten Linien der Fig. 7.

Bei der Erzeugung eines genauen Maßes der Funktion des Anstellwinkels gemäß der vorstehenden Gleichung (19a) muß eine Anzahl von aerodynamischen Wirkungen berücksichtigt werden. Eine dieser Wirkungen ist der Schwerpunkt des Luftfahrzeuges und die Mach-Zahl.

Die Kurven nach den Fig. 6 und 7 sind auf eine spezielle Lage des Schwerpunktes und eine spezielle Mach-Zahl anwendbar. Es ist erforderlich, die Auswirkung einer sich ändernden Lage des Schwerpunktes und einer sich ändernden Mach-Zahl zu berücksichtigen, um die erforderliche Genauigkeit zur Bestimmung des Gewichtes und der Schwerpunktslage zu erzielen.

Fig. 12, die die aerodynamischen Kräfte und Momente zeigt, die auf die Tragfläche und die Höhenflosse des Luftfahrzeuges einwirken, kann zur Untersuchung dieser Wirkungen verwendet werden. Die folgenden Definitionen der Symbole sind auf Fig. 12 anwendbar:

L _TO = aerodynamischer Auftrieb abzüglich des Auftriebs des Leitwerks;
D = aerodynamischer Widerstand des Luftfahrzeuges
M₀ = aerodynamisches Nickmoment des Luftfahrzeuges bei einem Auftrieb von 0;
α = Rumpf-Anstellwinkel
ξ = Abwindwinkel
i _H = Anstellwinkel der Höhenflosse bezüglich des Rumpfes;
α _H = Abwind-Anstellwinkel der Höhenflosse;
(MAC) = mittlere aerodynamische Flügeltiefe;
(TMA) = Abstand zwischen dem Schwenkpunkt der Höhenflosse und der Vorderkante der aerodynamischen mittleren Flügeltiefe MAC;
X _AC = Lage des aerodynamischen Mittelpunktes entlang MAC;
= Lage des Schwerpunktes entlang MAC;
L _H = aerodynamischer Auftrieb der Höhenflosse senkrecht zur Abwindströmung;

darin ist:

Der aerodynamische Auftrieb auf das Heck oder Leitwerk erzeugt eine Kraft L _H am Schwenkpunkt der Höhenflosse, wodurch eine Nickbewegung oder Längsneigungsbewegung um den aerodynamischen Mittelpunkt hervorgerufen wird, der wie folgt ausgedrückt werden kann:

darin ist:

Das resultierende Nickmoment um den Schwerpunkt des Luftfahrzeuges ist:

M _CG = M₀ = (X _AC - (X _AC -) (L _TO cos α + D sin d α) - L _H (TMA-) (23)

Die folgenden Beziehungen sowie die Gleichung (21) können in die Gleichung (23) eingesetzt werden:

M₀ = · (MAC) · q · S
L = C _L · q · S
D = C _D · q · S
L _TO = L-L _H

Damit ergibt sich folgende Gleichung:

Wenn das Luftfahrzeug ausgestimmt ist, ist M _CG =0, so daß sich die folgende Gleichung ergibt:

Eine Überprüfung der Geometrie nach Fig. 12 zeigt, daß:

a _H = α + i _H - ξ (26)

der Abwindwinkel ξ kann wie folgt ausgedrückt werden:

ξ = ξ₀ + ξ _α · α (27)

darin ist:
ξ₀ der Abwindwinkel bei einem Anstellwinkel von O,
ξ _α die Ableitung des Abwindwinkels bezüglich des Anstellwinkels.

Das Einsetzen der Gleichungen (26) und (27) in die Gleichung (25) und eine Umstellung zur Auflösung nach der Position für die Höhenflosse führt zu der folgenden Gleichung:

Die Gleichung (28) ermöglicht die Bestimmung der Lage der Höhenflosse unter Verwendung bestimmter Werte des Anstellwinkels, der Lage des Schwerpunktes, der Klappenstellung und anderer geeigneter Parameter, die sich mit der Mach-Zahl ändern. Die machzahlabhängigen Parameter sind X _AC , ξ _o, ξ _α , C _L , und k _D .

Die klappenstellungsabhängigen Parameter sind ξ₀, α _OL und . Fig. 13 faßt die Auswirkungen der Klappenstellung und der Machzahl auf die jeweiligen Parameter zusammen, die für die Berechnung des Gewichtes und der Schwerpunktslage für ein typisches Luftfahrzeug erforderlich sind.

Die in Fig. 13 angegebenen Parameter können zur Berechnung von C _L , C _D und i _H als Funktionen des Anstellwinkels für spezielle Fälle der Klappenstellung, der Machzahl und der extremen Lagen des Schwerpunkts unter Verwendung der Gleichungen (17), (18) und (28) verwendet werden. Die Werte von C _L , C _D und α können dann zur Ableitung von Werten für:

verwendet werden.

Die Fig. 14 und 15 fassen die Ergebnisse dieser Berechnungen für einen repräsentativen Fall einer Anzahl von typischen Bedingungen zusammen, wie sie in Fig. 13 angegeben sind. Fig. 14 ist eine Tabelle der angezeigten Daten wenn die Klappen eingefahren sind. Die Machzahl ist gleich 0,4 und der Schwerpunkt befindet sich an seiner äußeren vorderen Lage entlang der mittleren aerodynamischen Flügeltiefe. Fig. 15 ist eine Tabelle der gleichen Daten für eine ähnliche Bedingung, jedoch mit der Ausnahme, daß sich der Schwerpunkt in seiner äußersten hinteren Lage befindet. Die Tabellen nach den Fig. 14 und 15 sind in Form eines Diagramms in Fig. 16 gezeigt. Die linke Seite der Fig. 16 zeigt Darstellungen der Funktion C _L · cos α + C _D sin α gegenüber der unabhängigen Variablen

entsprechend der Gleichung (12), wie dies weiter oben erläutert wurde. Die rechte Seite der Fig. 16 zeigt eine Darstellung der Funktion C _L cos α + C _D sin α gegenüber der unabhängigen Variablen i _H . Selbstverständlich können ähnliche Darstellungen für jeden der Fälle erzeugt werden, die in Fig. 13 tabellenförmig dargestellt sind. Das Verfahren zur Mechanisierung einer Rechneranordnung, die die Alphafunktion für den allgemeinen Fall erzeugt, bei dem die Klappenstellung, die Stellung der Höhenflosse, die Machzahl, der EPR-Wert des oder der Triebwerke, der statische Druck, die Längsbeschleunigung und die Vertikalbeschleunigung unabhängige Variablen sind, ist durch die grafische Lösung für das spezielle Beispiel nach Fig. 16 angedeutet. Es sei der spezielle in Fig. 16 gezeigte Fall betrachtet, bei dem

gleich 0,05 ist und bei der die Stellung der Höhenflosse gleich -2,4° beträgt. Der linke Abszissenwert von 0,05 schneidet die linke vordere CG-Position am Punkt 1 und die hintere CG-Position am Punkt 2. Diese Ordinatenwerte schneiden die rechten oder Höhenflossen-Stellungskurven an den Punkten 3 bzw. 4. Eine gerade Linie wird zwischen den Punkten 3 und 4 gezeichnet. Der rechte Abszissenwert von -2,4 (Höhenflossenstellung) schneidet die letztere Linie am Punkt 5, dessen Ordinate den Wert von (C _L cos α + C _D sin α) für den speziellen Fall, bei dem die Machzahl 0,4 ist, die Klappen eingefahren sind, die Höhenflossenstellung gleich -2,4° ist und die Funktion

gleich 0,05 ist.

Für spezielle Werte von

führt die Gleichung (28) zu einem Auftriebswert von 0 der Höhenflossenstellung, die unabhängig von der Lage des Schwerpunktes ist. Beispielsweise sei der in Fig. 16 gezeigte Fall betrachtet. Es ist zu erkennen, daß sich die beiden Kurven auf der rechten Seite an einer Höhenflossenposition schneiden, die mit H₀ bezeichnet wird, wenn C _L cos α + C _D sin α=0 ist. Aus der Gleichung (28) ergibt sich, daß dieser Wert gleich:

ist.

Unter Verwendung der in Fig. 13 tabellarisch dargestellten Werte für die Klappenstellung von 0 für und für M=0,4 ist H₀=2,31°.

Im allgemeinen ist es nicht erforderlich, den gesamten Bereich von Machzahlen, Anstellwinkeln und Klappenstellungen für die in Fig. 13 aufgeführten Fälle zu berücksichtigen. So können die Auswirkungen der Machzahl für Machzahlen, die typischerweise kleiner als 0,4 sind, vernachlässigt werden und der Bereich eines konstanten Einstellwinkels kann auf Werte begrenzt werden, die typischerweise zwischen 5 und 10° liegen. Für Machzahlen, die typischerweise größer als 0,4 sind, können die Auswirkungen der Klappenstellung vernachlässigt werden und der Bereich der konstanten, d. h. sich im eingeschwungenen Zustand ergebenden Anstellwinkel kann auf Werte begrenzt werden, die typischerweise zwischen 2 und 5° liegen. Wenn diese Bedingungen vorausgesetzt werden, können die Kurven auf der linken Seite der Fig. 7 und 16 in dem interessierenden Bereich als lineare Funktionen beschrieben werden. Dies vereinfacht die gerätemäßige Ausführung eine Analog-Einrichtung zur Erzeugung eines Signals, das porportional zu C _L cos α + C _D sin α ist. Es ist jedoch verständlich, daß digitale Rechnertechniken vielseitiger sind und in einfacher Weise nichtlineare Charakteristiken und Kurven verarbeiten können, wenn dies erforderlich ist.

Fig. 17 zeigt die Charakteristiken der linearen Alphafunktion. Aus mathematischen Zweckmäßigkeitsgründen sei:

Die allgemeine Lösung des in Fig. 17 gezeigten Problems bezieht sich auf die Bestimmung des Wertes von K für unabhängige Eingänge von J, der Höhenflossenstellung i _H und der Klappenstellung oder Machzahl. Die folgende Erläuterung wird zeigen, daß die Form dieser Lösung folgende ist:

worin die Koeffizienten a bis h Funktionen der Klappenstellung für Machzahlen, die typischerweise kleiner als 0,4 sind, und Funktionen der Machzahl für Machzahlen sind, die typischerweise größer als 0,4 sind.

Eine Betrachtung der Fig. 17 zeigt, daß:

darin ist:

K _F  der Wert von K für die äußerste vordere Schwerpunktslage bei einem speziellen Wert von J;
K _A  der Wert von K für die äußerst hintere Schwerpunktslage bei einem speziellen Wert von J;
 der Wert von K für die äußerste vordere Schwerpunktslage wenn der Wert von J 0 ist.
 der Wert von K für die äußerste hintere Schwerpunktslage, wenn der Wert von J gleich 0 ist.
J _F  die Neigung der K-J-Kurve für die äußere vordere Schwerpunktslage;
J _A  die Neigung der K-J-Kurve für die äußerste hintere Schwerpunktslage;
H _F  die Neigung der K-i _H -Kurve für die äußerste vordere Schwerpunktslage;
h _A  die Neigung der K-i _H -Kurve für die äußerste hintere Schwerpunktslage;
H _F  der Wert von i _H für die äußerste vordere Schwerpunktslage bei einem bestimmten Wert von J;
H _A  der Wert von i _H für die äußerste hintere Schwerpunktslage bei einem bestimmten Wert von J;
H₀ der Wert von i _H wenn K gleich 0 ist.

Durch übliche mathematische Umformungen und Rechnungen kann leicht gezeigt werden, daß:

K _A - K _F = a + bJ (38)

H _F - H _A = c + dJ (39)

H _A = e + fJ (40)

K _A = g + hJ (41)

ist, worin:

a = (42)

b = jA - jF (43)

g = (48)

h = jA (49)

Das Einsetzen der Gleichungen (38) bis (41) führt zu der Gleichung (34). Fig. 18 ist eine Tabelle der Alphafunktionskoeffizienten a bis h, die den typischen klappenabhängigen Luftfahrzeugparametern entsprechen, die in Fig. 13 aufgeführt sind. Weiterhin kann eine ähnliche Tabelle aufgestellt werden, die den machzahlabhängigen Parametern nach Fig. 13 entspricht. Die in Fig. 18 gezeigten Daten stellen die Forderungen an den Funktionsgenerator dar, die weiter unten für die gerätemäßige Ausführung des Polynom-Kurvenanpaßfunktionsgenerators 54 nach Fig. 9 beschrieben werden.

Wie dies weiter oben erwähnt wurde, ist es wünschenswert, die Lage des Schwerpunktes des Luftfahrzeuges zu kennen, während der Treibstoff verbraucht wird. Die Nomogrammtechnik nach Fig. 16 kann für diese Bestimmung verwendet werden. Die Beziehung des Punktes 5 bezüglich der vorderen Schwerpunktslage 3 und der hinteren Schwerpunktslage 4 ist ein Maß des tatsächlichen Schwerpunktes des Luftfahrzeugs. Dies kann wie folgt ausgedrückt werden:

Für den speziellen in Fig. 16 gezeigten Fall gilt:

Aus der Gleichung (35) wird dann:

worin c, d, e, f und J die gleichen Funktionen sind, wie sie für die Gleichung 34 beschrieben wurden.

Nachdem nunmehr die grundlegenden Prinzipien beschrieben wurden, auf denen die Betriebsweise der Gewichts- und Schwerpunktslagen- Rechnervorrichtung beruht, und nachdem ein allgemeines Blockschaltbild eines Rechners zur Durchführung dieser Prinzipien beschrieben wurde, wird im folgenden ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel der Vorrichtung beschrieben, das Analog- Rechentechniken verwendet. Die gleichen Bezugsziffern bezeichnen entsprechende Elemente des grundlegenden Blockschaltbildes nach Fig. 5. Es ist selbstverständlich, daß die gleichen Prinzipien für eine Vorrichtung verwendet werden können, bei der die auftretenden Berechnungen durch einen in geeigneter Weise programmierten Allzweck-Digitalrechner ausgeführt werden. Ein Beispiel für einen derartigen Digitalrechner sowie eine Chapin- Tafel, anhand der ein Programmierer mit üblichen Kenntnissen ein Programm für einen derartigen Rechner herstellen kann, wird weiter unten beschrieben.

Die Einzelheiten des Schubrechners 19 nach Fig. 5 sind in Fig. 8 gezeigt. Das Blockschaltbild zeigt die Summierung der Schubwerte der einzelnen an dem Luftfahrzeug befestigten Triebwerke, wobei diese Ausführungsform des Blockschaltbildes auf einem Luftfahrzeug beruht, das zwei Triebwerke vom EPR-Typ aufweist, die Charakteristiken ähnlich denen haben, die in den Kurven nach Fig. 3 gezeigt sind. Diese Anordnung kann jedoch ohne weiteres erweitert werden, um die Verwendung irgendeiner Anzahl von Triebwerken zu ermöglichen. Getrennte und identische Verarbeitungseinrichtungen oder Prozessoren 26 und 22 sind für jedes Triebwerk vorgesehen. Die folgende Erläuterung bezieht sich in der Hauptsache auf den Prozessor 26 für das Triebwerk Nr. 1, wobei die Prozessoren für das andere Triebwerk oder die anderen Triebwerke gleich sind.

Die Signaleingänge an jedem Triebwerksprozessor sind eine geregelte Erregungsspannung an einer Leitung 50 von einer geeigneten Quelle 121, ein Machzahlsignal an der Leitung 10 von dem Rechner 100 und ein Maß für das Triebwerks-Druckverhältnis (EPR) von den Meßfühlern 117 an der Leitung 17. Der Prozessor vewendet eine übliche Kurvenanpaßtechnik und gibt eine Polynom- Anpassung der Schubeigenschaften der Kurven nach Fig. 3 wieder, wobei die allgemeinen Beziehungen der vorstehend erläuterten Gleichungen (13) bis (16) verwendet werden. Daher sind die Ausgänge des Prozessors 26 die Signale (a₁) an der Leitung 28, (b₁M) an der Leitung 29 und (c₁M²) an der Leitung 30. Die äquivalenten Ausgangssignale für den zweiten Triebwerksprozessor 22 sind (a₂) an der Leitung 31, (b₂M) an der Leitung 32 und (C₂M²) an der Leitung 33. Es ist verständlich, daß es zur Erzielung einer gewünschten Genauigkeit erforderlich sein kann, die Polynome zu höheren Ordnungen zu erweitern. Diese Signale werden mit den dargestellten Polaritäten in dem Verstärker 34 summiert. Weil der Triebwerksschub eine Funktion des statischen Druckes p _s oder der Höhe ist, wird der Ausgang durch eine Multiplikationsschaltung 35 verarbeitet, wobei der Multiplikator ein Signal proportional zu p _s entsprechend der Gleichung 13 ist, um ein Ausgangssignal T an der Leitung 55 zu erzielen, das den Schub T darstellt, der auf das Luftfahrzeug einwirkt. Das p _s -Signal wird an der Leitung 11 von dem Flugdatenrechner 100 geliefert und wird maßstäblich verändert, um die vorstehend erwähnte Standardtag-Meeresspiegel- Konstante 1013,14 Millibar einzuschließen.

Spannungsteiler 36, 42 und 46, die mit der geregelten Erregungsspannung an der Leitung 50 verbunden sind, liefern die konstanten Ausdrücke der Gleichungen (14), (15) bzw. (16), während Spannungsteiler 37, 41 und 45, die mit der EPR-Eingangsleitung 17 verbunden sind, die entsprechenden Ausdrücke in den Gleichungen (14), (15) und (16) liefern, die proportional zu EPR sind. Ein Spannungsteiler 39 ist mit einem Multiplizierer 40 verbunden, der das EPR-Signal quadriert und den verbleibenden Ausdruck der Gleichung (15) liefert. Ein Signalverstärker 38 summiert die Ausdrücke, die die Gleichung (14) bilden; ein Signalverstärker 43 summiert die Ausdrücke, die die Gleichung (15) bilden und ein Signalverstärker 61 summiert die Ausdrücke, die die Gleichung (16) bilden. Polynome höherer Ordnung können unter Verwendung der gleichen Kurvenanpaßtechnik gelöst werden. Die vorstehende Beschreibung bezieht sich auf die vorstehend erwähnte Kurvenanpaßtechnik und bildet eine Einrichtung, die auf die Triebwerksbetriebseigenschaften anspricht, um ein Signal oder einen Meßwert zu liefern, der proportional zu dem auf das Luftfahrzeug ausgeübten Schub ist. Die gleiche allgemeine Kurvenanpaßtechnik wird in dem weiter unten beschriebenen Alphafunktionsrechner 20 verwendet.

Der Alphafunktionsrechner 20 nach Fig. 5 ist ausführlicher in Fig. 9 gezeigt. Die Aufgabe des Rechners 20 besteht in der Umwandlung der meßbaren und damit unabhängigen Variablen

Klappen-Vorflügelstellung, Höhenflossenstellung und Machzahl in abhängige Ausgänge, die gleich (C _L cos α + C _D sin α) und der Lage des Schwerpunktes sind, und zwar entsprechend den Bedingungen der Gleichungen (34) bzw. (50). Die Eingänge an dem Alphafunktionsrechner 20 liegen an den Leitungen 12, 13, 53, 14, 16 und 10 an und stellen die meßbaren Größen der Vertikalbeschleunigung, der Längsbeschleunigung, des Schub/Gewichtsverhältnisses, der Klappen-Vorflügel- Stellung, der Höhenflossenstellung bzw. der Machzahl dar. Die a _x - und T/W-Signale an den Leitungen 13 bzw. 53 werden mit den dargestellten Polaritäten in einem Verstärker 51 summiert, dessen Ausgang in einem Dividierer 52 zusammen mit dem a _z - Signal an der Leitung 12 bearbeitet wird, um ein Ausgangssignal von dem Dividierer 52 zu erzielen, das proportional zur Veränderlichen

ist. Entsprechend der Gleichung (12) ist dieses Signal äquivalent zur Gleichung (19) und damit ein unabhängiger Eingang für den Polynom-Kurvenanpaßfunktionsgenerator 54. Die anderen unabhängigen Eingänge werden an den Leitungen 14, 16 und 10 zugeführt.

Die gerätemäßige Ausführung des Funktionsgenerators 54 ist ausführlicher in Fig. 19 gezeigt. Das Signal an der Leitung 148 nach Fig. 19 ist der Ausgang des Dividierers 52 nach Fig. 9 und stellt ein Maß von

wobei dieser Wert weiterhin weiter oben aus Vereinfachungsgründen als das Signal J bezeichnet wurde. Die Funktionsgeneratoren 126 bis 133 leiten elektrische Signale a bis h entsprechend der typischen Bedingungen ab, die in Fig. 18 tabellarisch aufgeführt sind. Die Eingänge der Funktionsgeneratoren sind Spannungen von einer Quelle 121, wobei diese Spannungen durch entweder den Ausgang des Klappen-Meßfühlers 114 an der Leitung 14 oder durch den Machzahl-Ausgang an der Leitung 10 von dem Flugdatenrechner 100 sind. Ein Machzahl-Pegeldetektor 125 schaltet bei einem geeigneten Machzahlwert von der Leitung 14 auf die Leitung 10 mit Hilfe eines Schalters 149 um. Das J-Signal an der Leitung 148 bewirkt eine Verarbeitung der h, b, d und f-Ausgänge der Funktionsgeneratoren 133, 131, 129 und 127 über Multiplizierer 140, 139, 138 und 137, um zu Jh, Jb, Jd, bzw. Jf proportionale Signale zu erzeugen. Das Jf-Signal wird mit dem e-Signal von dem Funktionsgenerator 126 über einen Summierverstärker 134 kombiniert, um ein Signal e + fJ zu erzeugen. Ähnliche Kombinationen werden durch die Summierverstärker 135 und 136 durchgeführt, um Signale c + dJ und a + bJ zu erzeugen. Das Signal G von dem Funktionsgenerator 132 und das Signal Jh werden direkt einem Summierverstärker 145 zugeführt, indem sie mit einem Signal kombiniert werden, das

darstellt, so daß ein Signal erzeugt wird, das proportional zu dem Wert K=C _L cos α + C _D sin α entsprechend der Bedingungen der Gleichung (34) ist. Das Signal e + fJ - i _H wird von den Ausgängen der hintereinander geschalteten Signalverstärker 134 und 141 abgeleitet, wobei der Ausgang des Verstärkers 141 einem Multiplizierer 142 und einem Dividierer 143 zugeführt wird, dessen Ausgang ein Eingang für den Rechner für die Lage des Schwerpunktes ist. Die Dividierer 144 und 143 werden von dem c + dJ-Ausgang des Verstärkers 135 entsprechend den jeweiligen Bedingungen der Gleichungen (34) und (50) gesteuert.

Der i _H -Eingang des Verstärkers 141 an der Leitung 16 ist der Ausgang des Verstärkers 117 und stellt die kombinierte Nickmoment- Wirkung der Höhenflossenbewegung und der Höhenruderbewegung dar. Die relativen Ausgänge des Höhenflossen-Meßfühlers 116 und des Höhenruder-Meßfühlers 123 sind proportional zu der Wirksamkeit dieser Steuerflächen bei der Erzeugung eines Nickmomentes. Dies ist eine Funktion der Machzahl und diese Funktion wird durch einen Funktionsgenerator 150 gerätemäßig ausgeführt. Der Ausgang des Summierverstärkers 146 gibt die Bedingungen der Gleichung (50) auf Grund eines Einganges von der Spannungsquelle 121 und des Ausgangs von dem Dividierer 143 wieder, der eine Spannung darstellt, die proportional zu ist. Es sei bemerkt, daß die Werte und der Gleichung (50) Extremlagen des Schwerpunktes darstellen und für ein bestimmtes Luftfahrzeug konstant sind.

Die Funktion des Integrators 147 mit seiner Rückführung an der Leitung 15 zum Verstärker 146 besteht darin, ein Filter mit relativ langer Zeitkonstante, beispielsweise in der Größenordnung von 1/2 bis zu 1 Minute für das Signal für den Schwerpunkt zu bilden. Dies ist gerechtfertigt, weil sich der Schwerpunkt des Luftfahrzeuges relativ langsam ändert. Das Schwerpunkt- Fehlerrückführungssignal von der Leitung 151 am Ausgang des Verstärkers 146 wird zur Korrektur dynamischer Effekte von Kurzzeit-Höhenruderbewegungen in einer Weise verwendet, die ähnlich der ist, die für das Gewichtsfehler-Rückführungssignal des Gesamtgewicht-Rechnerabschnittes im folgenden beschrieben wird.

Der Gesamtgewichts-Rechner 21 nach Fig. 5 ist in Fig. 10 gezeigt. Die gerätemäßige Ausführung dieses Gewichtsrechners ist allgemein ähnlich zu der gerätemäßigen Ausführung des Gewichtsrechners, die in Fig. 9 der deutschen Offenlegungsschrift 21 61 401 gezeigt ist. Der wesentliche Unterschied besteht darin, daß die letztgenannte gerätemäßige Ausführung der Gewichtssignal-Berechnung auf einer Funktion des Auftriebskoeffizienten C _L und des Auftriebs-/Gewichtsverhältnisses L/W beruht, während bei der hier beschriebenen gerätemäßigen Ausführung die Berechnung des Gewichtssignals auf einer Funktion des Triebwerksschubes T durch die hiervon abgeleitete Alphafunktion (C _L cos α + C _D sin α) sowie einer Funktion der Vertikalbeschleunigung a _z beruht. Grundsätzlich liefert die Vorrichtung nach Fig. 10 eine Lösung der vorstehenden Gleichung (11), die durch die Rückführung ihres Ausganges W an den Dividierer 120 nach Fig. 9 die gleichzeitige Lösung der Gleichungen (11) und (12) ergibt.

In Fig. 10 ist der Ausgang des Summierverstärkers 49 ein Signal, das proportional zu (C _L cos α + C _D sin α) ist, wobei dieses letztere Signal seinem Eingang 25 von dem Alphafunktions- Rechner nach Fig. 9 zugeführt wird. Das Ausgangssignal des Verstärkers 49 wird in einem Dividierer 56 durch ein Signal dividiert, das proportional zu g/a _z ist und das von dem z- Achsen-Beschleunigungsmesser 101 abgeleitet und maßstäblich entsprechend dem Wert von g verändert wird. Die Tragflächen- Flächenkonstante S wird als die Verstärkung eines Verstärkers geliefert, dessen Ausgang mit dem Wert q von dem Flugdatenrechner 100 multipliziert wird, wobei q gleich 0,7 p _s M² ist. Daher ist das Signal am oberen Eingang des Verstärkers 58 proportional zum Gewicht W des Luftfahrzeuges wie es durch die rechte Seite der Gleichung (11) definiert ist. Das berechnete Gewichtssignal von dem Verstärker 58 wird einem Tiefpaßfilter 59 und einem Integrator 60 zugeführt, dessen Ausgang zum Verstärker 58 zurückgeführt wird, und der Ausgang dieses Verstärkers 58 wird seinerseits über die Leitung 63 zum Verstärker 49 zurückgeführt. Die Funktion des Filters 59 des Integrators 60 und der Rückführungen wird im folgenden kurz erläutert. Für eine ausführliche Diskussion dieser Funktionen kann auf die oben erwähnte deutsche Offenlegungsschrift Bezug genommen werden.

Es sei bemerkt, daß während der Berechnung des Gewichtes während des Fluges zumindest einige der verwendeten Parameter von Trägheitsmeßfühlern abgeleitet werden und daß daher die Gewichtsrechnung während relativ kurzer Zeitintervalle bei Vorhandensein von Windströmungen gegenüber dem Boden Fehler aufweisen kann (insbesondere würden Windscherungen erschwerend wirken). Weiterhin können diese Trägheitselemente unerwünschte dynamische oder Kurzzeitfehler bei der Gewichtsmessung hervorrufen (beispielsweise bei böiger Luft und bei Turbulenzen). Die Funktion der vorstehend beschriebenen Gewichtsrechnerabschnitt- Rückführungen besteht im wesentlichen darin, diese Fehler zu verringern oder zu beseitigen. Es ist verständlich, daß sich das Gewicht des Luftfahrzeuges im Flugbetriebszustand sehr sehr langsam ändert während der Treibstoff verbraucht wird (das Abwerfen von Fracht von militärischen Luftfahrzeugen kann leicht berücksichtigt werden, weil das Gewicht dieser Fracht normalerweise genau bekannt ist). Diese Tatsache ermöglicht es, daß die kombinierte Zeitkonstante des Filters 59 und des Integrators 60 sehr sehr lang sein kann, beispielsweise in der Größenordnung von 200 bis 400 Sekunden. Der Ausgang des Integrators 60 ist daher ein im wesentlichen konstantes einen eingeschwungenen Zustand aufweisendes Signal, das proportional zum Gewicht des Luftfahrzeuges ist.

Die negative Rückführung von dem Integrator 60 an den Eingang des Verstärkers 58 beseitigt in wirksamer Weise die Langzeit- Gewichtskomponente an seinem Ausgang, so daß dieser Ausgang ein Meßwert oder ein Signal ist, das sich entsprechend irgendeinem Fehler zwischen diesem Signal um dem ursprünglichen Gewichtssignal an der Leitung 73 ändert, d. h. ein Gewichtsfehlersignal. Grundsätzlich schließt dann dieses Gewichtsfehlersignal hauptsächlich die vorstehend erwähnten dynamischen Fehler ein und kann dazu verwendet werden, die grundlegenden Gewichtsrechner- Eingangsdaten zu korrigieren, wie beispielsweise durch das Gewichtsfehler-Rückführungssignal an der Leitung 63 an den Eingang des Verstärkers 49, so daß sich ein sehr genaues Maß des Fluggewichtes des Luftfahrzeuges ergibt.

Einer der Nachteile oder Einschränkungen des Gewichtsrechners, der in der vorstehend genannten deutschen Offenlegungsschrift beschrieben ist, besteht darin, daß, weil der grundlegende Berechnungsparameter der Auftriebskoeffizient C _L ist, eine genaue Gewichtsmessung nur nach dem Abheben des Luftfahrzeuges erzielbar ist. Daher kann der Ausgang dieses bekannten Gewichtsrechners nicht dazu verwendet werden, die erforderlichen V₁-V _R - und V₂-Abhebgeschwindigkeiten automatisch einzustellen oder dem Pilot die nötigen Angaben zur Einstellung dieser Werte zu geben. Weil jedoch der grundlegende Berechnungsparameter des hier beschriebenen Gewichtsrechners der Triebwerksschub ist, wird ein sehr genaues Maß des Gewichtes des Luftfahrzeuges innerhalb weniger Sekunden nach dem Freigeben der Bremsen und dem Erzielen der im wesentlichen vollen Schubleistung der Triebwerke erzeugt, d. h. wenn die EPR-Werte der Triebwerke beispielsweise 90% ihrer Grenzwerte erreicht haben, also 0,90 EPRL. Normalerweise wird dieser EPR-Wert innerhalb weniger hundert Fuß nach dem Freigeben der Bremsen und/oder Erzeugen der Startleistung erreicht, so daß der Pilot oder der Kopilot ausreichend Zeit hat, um die V₁-, V _R - und V₂-Startgeschwindigkeiten auf dem Fluggeschwindigkeitsanzeiger einzustellen. Es ist zu erwarten, daß zukünftige Luftfahrzeugdarstellungen und -anzeigen in integrierte elektronische Cockpit-Anzeigen wie z. B. eine Kathodenstrahlröhren-Anzeigeeinrichtung oder ähnliches eingefügt sind, wobei in diesem Fall der Ausgang des hier beschriebenen Gewichtsrechners automatisch mit den gespeicherten Startdaten aus dem Handbuch des Luftfahrzeuges kombiniert und automatisch zur Einstellung der V₁-, V _R - und V₂-Fluggeschwindigkeitsindizes verwendet werden.

Fig. 11 zeigt die Modifikationen, die erforderlich sind, um die Bedingungen der Startgewicht-Gleichung (3) mit denen zu vereinigen, die für die Fluggewichts-Gleichungen (11) und (12) erforderlich sind, die weiter oben anhand der Fig. 10 erläutert wurden. Allgemein werden die von aerodynamischen Bedingungen abhängigen Parameter des Gewichtsrechners momentan beseitigt und es werden hierfür direkte Schub-, Trägheits- und Bodenroll- Parameter, beispielsweise die Rollreibung, eingesetzt. Die für die Beseitigung und den Ersatz dieser Parameter vorgesehene Einrichtung bildet eine Einrichtung zur Umwandlung des Fluggewichts-Rechners in einen Startgewicht-Rechner zur Lieferung des Startgewicht-Signals. Das Startgewicht-Signal W _TO erscheint an der Leitung 72 und wird unter Verwendung des Dividierers 71 erzeugt, der das Schubsignal T an der Leitung 55 von dem Schubrechner-Abschnitt nach Fig. 8 als Zähler und die Summe von a _x /g und μ _RL an den Leitungen 13 bzw. 70 als Nenner verarbeitet. Das a _x /g-Signal wird von dem x-Achsenbeschleunigungsmesser 102 geliefert, während das μ _RL -Signal von einer Bezugssignalquelle 122 geliefert wird und eine Größe aufweist, die im allgemeinen eine Konstante proportional zur Rollreibung des Fahrwerkes ist, wobei diese Rollreibung ein Parameter ist, der bekannt ist oder der aus Schleppversuchen des Luftfahrzeuges vorherbestimmbar ist. Die Kontakte 76, 77 und 78 des Relais 68 dienen zur Änderung der Konfiguration nach Fig. 10 derart, daß der aerodynamische Funktionseingang an den Summierverstärker 58 unwirksam gemacht wird und daß stattdessen das Signal W _TO -Signal an der Leitung 72 verwendet wird, wenn das Relais 68 angesteuert wird. Das Relais 68 muß lediglich für eine kurze Zeitperiode angesteuert werden, nachdem die Bremsen freigegeben wurden und die Triebwerke EPR-Werte erreicht haben, die sehr nahe an den für den Startvorgang erforderlichen Grenzwerten liegen, beispielsweise 0,90 EPRL, wie dies weiter oben beschrieben wurde. Diese Schaltlogik wird durch bestimmte Werte an den Leitungen 64, 65 81 von einem Bremsschalter 123, der beim Freigeben der Bremsen betätigt wird, und von den EPR-Wertquellen 117 bzw. 118 in Verbindung mit einem UND-Verknüpfungsglied 66 geliefert. Bei Ansteuerung des Verknüpfungsgliedes 66 wird ein Zeitgeber 67 angesteuert, der die Kontakte 75 schließt, um ein Signal zur Ansteuerung des Relais 68 zu liefern. Der Zeitgeber 67 ist so eingestellt, daß er die Kontakte 76, 77 und 78 in ihrer betätigten oder oberen Stellung für eine kurze Zeitperiode in der Größenordnung von 1 bis 5 Sekunden hält, was gerade lang genug ist, damit die anfängliche Beschleunigung erreicht wird und die Rechner-Berechnungen einen eingeschwungenen Zustand erreicht haben. Der Kontakt 76 wird zu Änderung der großen für den Flugzustand bestimmten Filterzeitkonstante auf einen sehr kleinen Wert verwendet, beispielsweise auf 0,05 Sekunden, damit eine schnelle Berechnung des Startgewichtes ermöglicht wird.

Die Funktion des Abhebe-Detektors 69 besteht darin, die Gewichtsrechner- Konfiguration auf die nach Fig. 10 zurückzuführen, wenn das Luftfahrzeug in den Flugzustand übergeht. Die Abhebedetektor- Logik könnte beispielsweise ein Öldruckschalter sein oder, was von größerer Bedeutung sein würde, das Erreichen der Sicherheitsgeschwindigkeit V₂ feststellen, damit der aerodynamische Bodeneffekt die Fluggewicht-Berechnung nicht mehr beeinflußt. Weil das Relais 68 abgeschaltet und die Schalter 76, 77 und 78 in ihre Normalstellungen zurückbewegt werden, nachdem die 1 bis 5 Sekunden dauernde anfängliche Startgewicht-Berechnung beendet ist, dient der Schalter 80 zum Erden der Fluggewichts- Rechnereingangsparameter, so daß sie den Startgewichtswert nicht beeinflussen, während der Schalter 79 sicherstellt, daß der Integrator 60 auf dem Startgewichtswert während des verbleibenden Teils des Rollens am Boden bis zum Erreichen der Sicherheitsgeschwindigkeit V₂ festgehalten wird.

Wie dies weiter oben in der Beschreibung erwähnt wurde kann der Gewichts- und Schwerpunktslagenberechner einen Vielzweck- Digitalrechner einschließen, der in geeigneter Weise programmiert ist, um die vielen Berechnungen durchzuführen, die weiter oben ausführlich beschrieben wurden, um die Gewichts- und Schwerpunktslagen- Ausgänge zu liefern, die die Luftfahrzeugbesatzung verwenden kann oder die als Eingänge für andere Luftfahrzeuggeräte dienen, die diese wichtigen Parameter benötigen.

In Fig. 20 ist ein Blockschaltbild einer Ausführungsform der Vorrichtung gezeigt, die die grundlegenden Elemente eines Allzweck-Digitalrechners aufweist. Wie dies gezeigt ist, sind die erforderlichen veränderlichen Eingangsparameter wie in Fig. 5 durch entsprechende Bezugszeichen bezeichnet. Diese veränderlichen Signale werden einem Eingangs- und Digitalisier- Abschnitt 116 zugeführt, in dem sie in Digitalform umgewandelt und gespeichert werden, so daß sie von der arithmetischen Logikeinheit 161 verwendet werden können, wenn sie durch den Programmspeicher aufgerufen werden. Der Rechner schließt einen Speicher 162 ein, der durch einen Festwertspeicher (ROM) 163 gebildet sein kann, der zwei grundlegende Speicherfunktionen erfüllt. Er liefert das Gesamt-Rechnerprogramm und schließt weiterhin die vielen festen Konstanten des Luftfahrzeugs ein (wie sie in den Tabellen und grafischen Darstellungen der Zeichnungen angegeben sind). Der Speicher 164 mit wahlfreiem Zugriff (RAM) wird zur vorübergehenden Speicherung von Daten wie z. B. Eingangsdaten, Ausgangsdaten und Zwischendaten während der verschiedenen Berechnungen verwendet, die von der arithmetischen Logikeinheit 161 durchgeführt werden. Der Steuerabschnitt 165 wird zur Anleitung und Steuerung der arithmetischen Einheit derart verwendet, daß diese Lösung der verschiedenen vorstehend ausführlich beschriebenen Gleichungen durchgeführt wird. Der Ausgangsabschnitt 166 empfängt digitale Gewichts- und Schwerpunktslagen-Ausgangsdaten, beispielsweise von dem Speicher 164, und wandelt sie in Analogformat für Nutzsysteme um. Viele Nutzsysteme benötigen die Signale für das Gewicht und die Schwerpunktslage in Digitalformat, so daß der Ausgangsabschnitt 166 die Digitaldaten direkt weiterleiten kann oder sie in irgendein Format umwandeln kann, das von den Nutzsystemen benötigt wird.

Der Rechner nach Fig. 20 kann entsprechend den Bedingungen der üblichen Chapin-Tafeln gemäß den Fig. 21 und 22 programmiert werden. Chapin-Tafeln werden derzeit in großem Umfang von Rechnerprogrammierern bei der Herstellung von von Maschinen lesbaren Programmen für den Allzweckrechner nach Fig. 20 verwendet. Die Bemerkungen bezüglich der Tafel nach Fig. 21 sind am unteren Ende dieser Tafel angegeben. Die Bemerkung (3) wird jedoch im folgenden angegeben:

• (3) Bei der Gesamtgewichtsberechnung werden verschiedene Zwischenwerte verwendet. Diese Zwischenwerte sind in den Fig. 16 und 19 dargestellt, wobei die letztere als Rechner-Algorithmus betrachtet werden kann.
  • (a) a, b, c, d, e, f, g und h sind jeweils lineare Funktionen (oder Funktionen höherer Ordnung wenn dies aus Genauigkeitsgründen erforderlich ist) der Klappenstellung und der Machzahl.
  • (b) K(aft) ist der Wert von K bei einem vorgegebenen J-Eingang und bei einem vollständig hinten liegenden Schwerpunkt.
  • (c) dKs ist K(aft) abzüglich eines entsprechenden K(fwd), einem vollständig vorne liegenden Schwerpunkt.
  • (d) i(aft) ist der Wert von ih, der für den Eingangswert von J und einem hinten liegenden Schwerpunkt erforderlich i 00728 00070 552 001000280000000200012000285910061700040 0002002808017 00004 00609st.
  • (e) ihs ist i(aft) abzüglich eines entsprechenden i(aft).
  • (f) dih ist ih abzüglich i(aft).
  • (g) dK ist K abzüglich K(aft).

Es ist zu erkennen, daß die Programmanweisungen in der Tabelle nach Fig. 2 einen iterativen Vorgang zum Lösen der grundlegenden gleichzeitigen Gleichungen (11) und (12) wie sie weiter oben beschrieben wurden, bilden und daß mehrere Iterationen erforderlich sein können, um eine Konvergenz zu erzielen.

Claims (24)

1. Vorrichtung zur Ermittlung des Gesamtgewichts eines Luftfahrzeugs, das Triebwerke zur Lieferung eines Vortriebschubes und Einrichtungen zur Lieferung von vom Anstellwinkel des Luftfahrzeuges abhängigen Werten aufweist, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung auf eine Betriebscharakteristik der Triebwerke ansprechende Schubmeßeinrichtungen (19) zur Lieferung eines Maßes des Schubes dieser Triebwerke aufweist, daß die Einrichtungen zur Lieferung von vom Anstellwinkel des Luftfahrzeuges abhängigen Werten durch Anstellwinkel-Rechnereinrichtungen (20) gebildet sind, die auf die auf das Luftfahrzeug einwirkenden aerodynamischen Kräfte und auf das Maß des Schubes ansprechen und ein Maß einer Funktion des Anstellwinkels des Luftfahrzeuges liefern, und daß auf das Maß der Funktion des Anstellwinkels ansprechenden Gesamtgewichts-Rechnereinrichtungen (21) vorgesehen sind, die als Ausgangssignal einen Meßwert des Gesamtgewichts des Luftfahrzeuges liefern.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Triebwerke Turbinenstrahltriebwerke sind und daß die Betriebscharakteristik dieser Triebwerke das Triebwerks-Druckverhältnis ist.

3. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Triebwerke Verdichtergebläse-Strahltriebwerke sind und daß die Betriebscharakteristik die Triebwerks- Gebläsedrehzahl ist.

4. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Schub der Triebwerke für jeden Wert der Betriebscharakteristik eine vorgegebene Funktion der Machzahl des Luftfahrzeuges und der Höhe ist, und daß die Schubmeßeinrichtungen (19)

• a) Meßeinrichtungen (117, 118) zur Lieferung eines Signals proportional zu der Triebwerks-Betriebscharakteristik,
• b) Luftdaten-Rechnereinrichtungen (100), die Signale proportional zur Machzahl des Luftfahrzeuges bzw. zur Höhe liefern, und
• c) Prozessoreinrichtungen (26, 22) aufweisen, die auf die zur Triebwerks-Betriebscharakteristik, zur Machzahl und zur Höhe proportionalen Signale ansprechen und das Triebwerks-Betriebscharakteristik- Signal entsprechend der vorgegebenen Funktion modifizieren, um ein Maß des Triebwerkschubs zu liefern.

5. Vorrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Prozessoreinrichtungen zur Modifikation des Triebwerks-Betriebscharakteristik-Signals Rechnereinrichtungen (34-38) aufweisen, die auf das Triebwerks-Druckverhältnissignal und die Machzahl- und Höhensignale ansprechen und den Wert eine Polynoms mit der Machzahl berechnen, das veränderliche Koeffizienten aufweist, die eine Funktion der Triebwerks- Betriebscharakteristik multipliziert mit einer Funktion der Höhe sind.

6. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch

• a) Dividiereinrichtungen (120), die auf den Meßwert des Gesamtgewichts des Luftfahrzeuges und die Messung des Schubes ansprechen und ein Maß des Schub-/Gewichtsverhältnisses des Luftfahrzeuges liefern, und
• b) Rechnereinrichtungen (51, 52), die das Maß des Schub-/Gewichts-Verhältnisses an Kurvenanpaßeinrichtungen (54) zur Lieferung eines Maßes der Funktion des Anstellwinkels zuführen.

7. Vorrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß sich das Maß der Funktion des Anstellwinkels als vorgegebene Funktion der Vertikal- und Längsbeschleunigungen des Luftfahrzeuges bezüglich der Erdschwerkraft sowie als Funktion des Schub-/Gewichtsverhältnisses bei einem vorgegebenen Zustand der Flugsteueroberflächen, die den Auftrieb und aerodynamischen Widerstand beeinflussen, sowie der Machzahl- Geschwindigkeit ändert, und daß die ein Maß der Funktion des Anstellwinkels liefernden Einrichtungen

• a) Beschleunigungsmesser (101), die ein Signal proportional zur Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang der Vertikalachse,
• b) Beschleunigungsmesser (102) zur Lieferung eines Signals proportional zur Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang seiner Längsachse,
• c) Dividiereinrichtungen (120) zur Lieferung eines Signals proportional zum Schub-/Gewichtsverhältnis des Luftfahrzeuges,
• d) Rechnereinrichtungen (51, 52), die auf die Beschleunigungssignale und das Schub-/Gewichtsverhältnis-Signal ansprechen, um ein resultierendes Signal proportional zu der vorgegebenen Funktion hiervon zu erzeugen, und
• e) auf die Stellung der Flugsteuerflächen (114, 116) und die Machzahl-Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges ansprechende Kurvenanpaßeinrichtungen (54) zur Bestimmung des Wertes des Maßes der Funktion des Anstellwinkels für diese Stellung der Steuerflächen und diese Machzahl-Geschwindigkeit einschließen.

8. Vorrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Kurvenanpaßeinrichtungen (54) zur Bestimmung des Maßes der Funktion des Anstellwinkels Rechnereinrichtungen (Fig. 19) aufweisen, die auf die Signale für die Beschleunigungen, das Schub-Gewichtsverhältnis, die Machzahl- Geschwindigkeit sowie auf die resultierenden Signale ansprechen und den Wert von K in Abhängigkeit von J entsprechend den folgenden Gleichungen berechnen: worin
J = resultierendes Signal,
a _x und a _z die Längs- und Vertikalbeschleunigung des Luftfahrzeuges,
T/W = Schub-/Gewichtsverhältnis des Luftfahrzeuges,
g = Erdbeschleunigung,
wobei die Steuerflächenpositionen wie folgt sind:
δ _FL = Klappen-Vorflügelstellung des Luftfahrzeuges und
i _H = Höhenflossenstellung sind
und wobei die Funktion des Anstellwinkels die Form von K = C _L cos α + C _D sin α aufweist, worin
K = ein Maß der Funktion des Anstellwinkels
α = der Anstellwinkel des Luftfahrzeuges und
C _L und C _D die Auftriebs- bzw. Widerstandskoeffizienten des Luftfahrzeuges sind.

9. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Meßwert des Gesamtgewichts des Luftfahrzeuges eine vorgegebene Funktion des Anstellwinkels, der Vertikalbeschleunigung des Luftfahrzeuges und des Staudruckes ist, und daß die Gesamtgewichts- Rechnereinrichtungen (21) zur Lieferung eines Meßwertes des Gesamtgewichtes (Fig. 10)

• a) auf das Maß der Funktion des Anstellwinkels ansprechende Summiereinrichtungen (49) zur Lieferung eines entsprechenden Signals,
• b) Beschleunigungsmesser (101) zur Lieferung eines Signals proportional zur Vertikalbeschleunigung des Luftfahrzeuges,
• c) Luftdaten-Rechnereinrichtungen (100) zur Lieferung eines Signals proportional zum Staudruck des Luftfahrzeuges, und
• d) auf das die Funktion des Anstellwinkels darstellende Signal, das Vertikalbeschleunigungssignal und das Staudrucksignal ansprechende Rechnereinrichtungen (49, 56, 57) zur Lieferung eines Signals proportional zum Gesamtgewicht des Luftfahrzeuges einschließen.

10. Vorrichtung nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Gesamtgewichts-Rechnereinrichtungen (21) auf die genannten Signale ansprechen und ein zum Gewicht proportionales Signal als Funktion dieser Signale entsprechend der folgenden Gleichung liefern: worin
W = Gesamtgewicht des Luftfahrzeuges,
α = Anstellwinkel des Luftfahrzeuges,
C _L und C _D die Auftriebs- bzw. Widerstandskoeffizienten des Luftfahrzeuges,
0,7 p _s M² = dynamischer Staudruck,
p _s = statischer Staudruck,
M = Machzahl-Geschwindigkeit,
S = Tragflächen-Fläche des Luftfahrzeuges,
a _z = Vertikalbeschleunigung des Luftfahrzeuges,
g = Erdbeschleunigung sind.

11. Vorrichtung nach Anspruch 9 oder 10, dadurch gekennzeichnet, daß das Gesamtgewichts-Signal unerwünschte Hochfrequenzkomponenten aufweist, die in dem Anstellwinkel- Funktionssignal vorliegen, und daß

• a) ein auf das Gesamtgewichtssignal ansprechender Integrator (60) zur Lieferung eines Ausgangssignals, das lediglich die Langzeitänderungen dieses Signals einschließt,
• b) auf das Langzeit-Gewichtssignal und das die Hochfrequenzkomponenten einschließende Gesamtgewichtssignal ansprechende Summiereinrichtungen (58) zur Lieferung eines Gewichtsfehlersignals, und
• c) das Gewichtsfehlersignal an die Rechnereinrichtungen (49, 56, 57) zur Lieferung des Gesamtgewichts-Signals liefernde Rückführeinrichtungen (63) zur Verringerung der Wirkungen der Hochfrequenzkomponenten des Maßes des Anstellwinkels in dem Signal für das Gesamtgewicht des Luftfahrzeuges vorgesehen sind.

12. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch Meßeinrichtungen (Fig. 11), die als Ausgangssignal einen Meßwert des Startgewichtes des Luftfahrzeuges liefern, und die

• a) Beschleunigungsmesser (102) zur Lieferung eines Maßes der Längsbeschleunigung des Luftfahrzeuges,
• b) auf das Maß des Schubes des Luftfahrzeuges und das Maß der Längsbeschleunigung ansprechende Dividiereinrichtungen (71) zur Lieferung eines resultierenden Meßwertes des Startgewichtes des Luftfahrzeuges,
• c) erste Schalteinrichtungen (78) zum Ersetzen des von der Anstellwinkelfunktion abhängigen Gesamtgewichts-Signals durch den Meßwert des Startgewichtes, und
• d) Steuereinrichtungen (75, 68) einschließen, die auf einen vorgegebenen Wert der Triebwerks-Betriebscharakteristik ansprechen, um die ersten Schalteinrichtungen (78) zu betätigen.

13. Vorrichtung nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß das Luftfahrzeug mit Bremsen an den Fahrwerksrädern versehen ist, und daß

• a) eine auf das Lösen der Bremsen ansprechende Schaltereinrichtung (123) zur Lieferung eines entsprechenden Signals, und
• b) auf den vorgegebenen Wert der Triebwerks-Betriebscharakteristik sowie das Bremssignal ansprechende Logikeinrichtungen (66) zum Betätigen der ersten Schalteinrichtungen (78) vorgesehen sind.

14. Vorrichtung nach Anspruch 12 oder 13, in Verbindung mit Anspruch 11, gekennzeichnet durch zweite Schalteinrichtungen (76, 77, 79, 80), die das Langzeit-Gewichtsänderungssignal und das Gewichtsfehlersignal unwirksam machen und diese Signale durch den momentanen Wert des Startgewichtssignals ersetzen, wobei die Steuereinrichtungen (75, 68) sowohl die ersten als auch die zweiten Schalteinrichtungen (78, 76, 77, 79, 80) betätigen.

15. Vorrichtung nach Anspruch 12 oder 13, gekennzeichnet durch auf die Betätigung der Schalteinrichtungen (123) ansprechende Zeitsteuereinrichtungen (151), die das Einsetzen des Meßwertes des Startgewichtes lediglich für eine kurze Zeitperiode in der Größenordnung von 1 bis 5 Sekunden wirksam machen und die danach den Meßwert des Startgewichtes auf dem dann vorherrschenden Wert festhalten.

16. Vorrichtung nach Anspruch 15, gekennzeichnet durch weitere Schalteinrichtungen (69), die auf einen Flugzustand nach dem Abheben des Luftfahrzeuges ansprechen, um erneut das von der Anstellwinkelfunktion abhängige Gesamtgewichts- Signal wirksam zu machen.

17. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 12, 13, 15 und 16, dadurch gekennzeichnet, daß die Meßeinrichtungen zur Lieferung des Meßwertes des Startgewichtes Rechnereinrichtungen (71) (Fig. 11) aufweisen, die auf das Maß des Schubes und der Längsbeschleunigung ansprechen und einen Meßwert proportional zum Startgewicht als eine Funktion dieser Signale entsprechend der folgenden Gleichung liefern: worin
W _TO = Startgewicht des Luftfahrzeuges,
a _x = Längsbeschleunigung des Luftfahrzeuges,
T _TO = Gesamt-Startschub der Triebwerke des Luftfahrzeuges,
g = Erdbeschleunigung,
μ _RL = Rollreibung des Luftfahrzeuges ist.

18. Vorrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch

• a) Schubmeßeinrichtungen (19), die auf eine Betriebscharakteristik jedes der Luftfahrzeug-Triebwerke bei der jeweiligen Machzahl und bei dem statischen Druck am Luftfahrzeug ansprechen und ein Signal liefern, das dem Schub entspricht, der von jedem der Triebwerke auf das Luftfahrzeug ausgeübt wird, sowie Summiereinrichtungen zum Summieren aller Schubsignale zur Lieferung eines resultierenden Signals, das dem von allen Triebwerken zusammen erzeugten Gesamtschub entspricht,
• b) auf die Beschleunigungen des Luftfahrzeuges entlang zueinander senkrechter Achsen, die den Vertikal- und Längsachsen des Luftfahrzeuges entsprechen, ansprechende Beschleunigungsmesser (101, 102) zur Lieferung von diesen Beschleunigungen entsprechenden Signalen,
• c) auf die Machzahl des Luftfahrzeuges und den statischen Druck ansprechende Luftdaten-Rechnereinrichtungen (100) zur Lieferung entsprechender Signale,
• d) auf die Stellungen der die Auftriebs- und Widerstandscharakteristik des Luftfahrzeuges beeinflussenden aerodynamischen Steuerflächen ansprechende Meßeinrichtungen (114, 116), und
• e) Rechnereinrichtungen (20, 21), die auf alle vorstehend genannten Signale ansprechen und ein Ausgangssignal liefern, das der Lösung des folgenden Gleichungspaares entspricht: worin
  W = das Gesamtgewicht des Luftfahrzeuges,
  T = der Gesamtschub der Triebwerke,
  a _x = die Längsbeschleunigung des Luftfahrzeuges,
  a _z = die Vertikalbeschleunigung des Luftfahrzeuges,
  M = die Machzahl-Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges,
  P _s = der statische Luftdruck am Luftfahrzeug,
  α = der Anstellwinkel des Luftfahrzeuges,
  C _L = der Auftriebskoeffizient des Luftfahrzeuges,
  C _D = der Widerstandskoeffizient des Luftfahrzeuges,
  S = die Tragflächen-Fläche des Luftfahrzeuges,
  g = die Erdbeschleunigung ist,
  und wobei das Ausgangssignal der gleichzeitigen Lösung der beiden Gleichungen für den Gesamtgewichts-Ausdruck W entspricht.

19. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet, durch

• a) Meßeinrichtungen (116) zur Lieferung eines Signals proportional zur effektiven Stellung der Höhenflosse bei der Erzeugung einer Nickbewegung des Luftfahrzeuges,
• b) Meß- und Rechnereinrichtungen (101, 102, 120, 51, 52) zur Lieferung eines Signals proportional zu einer Funktion der Horizontal- und Vertikalbeschleunigungen des Luftfahrzeuges und zum Schub-/Gewichtsverhältnisse des Luftfahrzeuges, und
• c) auf diese Signale ansprechende Kurvenanpaßeinrichtungen (54) zur Lieferung eines Signals proportional zur Lage des Schwerpunktes des Luftfahrzeuges bezüglich der mittleren aerodynamischen Flügeltiefe der Tragfläche, um den die Nickbewegung wirksam ist.

20. Vorrichtung nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, daß die Meßeinrichtungen zur Lieferung des Signals für die wirksame Stellung der Höhenflosse

• a) Positionsfühler (123) zur Lieferung eines Signals proportional zur Position des Höhenruders,
• b) Positionsfühler (116) zur Lieferung eines Signals proportional zur tatsächlichen Stellung der Höhenflosse,
• c) Funktionsgeneratoreinrichtungen (150), die auf die Machzahl des Luftfahrzeuges ansprechen, um das Signal für die Stellung der Höhenflosse in Abhängigkeit hiervon zu modifizieren, und
• d) erste Kombinationseinrichtungen (117) zur Kombination des Höhenruder-Stellungssignals und des modifizierten Höhenflossen-Stellungssignals zur Lieferung des Signals für die effektive Stellung der Höhenflosse einschließen.

21. Vorrichtung nach Anspruch 20, gekennzeichnet durch Filtereinrichtungen (147) mit einer relativ langen Zeitkonstante, die auf das Signal für die Lage des Schwerpunktes ansprechen und ein Signal liefern, das proportional zur mittleren Lage des Schwerpunktes des Luftfahrzeuges ist.

22. Vorrichtung nach Anspruch 21, gekennzeichnet durch

• a) auf die Differenz zwischen dem Signal für die Lage des Schwerpunktes und dem Signal für die mittlere Lage des Schwerpunktes ansprechende zweite Kombinationseinrichtungen (146) zur Lieferung eines Schwerpunkt-Fehlersignals, das proportional zu den im wesentlichen kurzzeitigen Komponenten des Signals für die Lage des Schwerpunktes ist, und
• b) Rückführeinrichtungen (151) zur Rückführung des Schwerpunkt-Fehlersignals an die ersten Kombinationseinrichtungen (117) zur Kompensation der Kurzzeitwirkungen des Höhenruders auf das Signal für die effektive Position der Höhenflosse.

23. Vorrichtung nach Anspruch 19, gekennzeichnet durch

• a) die Machzahl des Luftfahrzeuges oberhalb eines vorgegebenen Wertes ansprechende Detektoreinrichtungen (125) zur weiteren Modifikation des Signals für die effektive Höhenflossenstellung entsprechend hiermit, und
• b) auf die Position der Tragflächenklappen unterhalb eines vorgegebenen Wertes der Machzahl-Geschwindigkeit ansprechende Meßeinrichtungen (114) zur Modifikation des Signals für die effektive Höhenflossenstellung entsprechend dem Klappenstellungssignal.

24. Vorrichtung nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtungen zur Lieferung des Horizontal- und Vertikalbeschleunigungs- und des Schub-/Gewichtsverhältnisfunktionssignals

• a) Beschleunigungsmesser (101, 102), die Signale jeweils proportional zu den Horizontal- und Vertikalbeschleunigungen des Luftfahrzeuges liefern,
• b) Dividiereinrichtungen (120) zur Lieferung eines zum Schub-/Gewichtsverhältnis des Luftfahrzeuges proportionalen Signals, und
• c) auf diese Signale ansprechende Rechnereinrichtungen (51, 52) einschließen, die eine Signal J liefern, das proportional zu der durch die folgende Gleichung definierten Funktion ist: