DE3406050C2 - Steueranordnung für einen Hubschrauber - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Steueranordnung der im Oberbegriff des Patentanspruchs 1 angegebenen Art.

Die Nick- und Rollage eines Flugzeuges werden durch die Bewegung und die Position von Flugsteuereinrichtungen ge­ steuert, die Positionen von positionierbaren aerodynami­ schen Flächen beeinflussen. Die Nicklage wird durch eine Nicksteuereinrichtung um eine Nickachse gesteuert. Die Rollage wird durch eine Rollsteuereinrichtung um eine Rol­ lachse gesteuert. Der Steuerkurs (um eine Gierachse) und der Auftrieb (durch Klappen und die Geschwindigkeit bei einem Flugzeug und durch kollektive Blattwinkelverstellung bei einem Hubschrauber) werden ebenfalls durch Flugsteuer­ einrichtungen gesteuert, ihre Steuerung steht aber nicht in Beziehung mit der folgenden Beschreibung.

Die Fluglage eines Hubschraubers wird durch einen Steuerknüppel für zyklische Blattverstellung gesteuert. Der Steuer­ knüppel ist in zwei Achsen bewegbar und dient sowohl als Nick- als auch als Rollsteuereinrichtung. Die Längsbewe­ gung und die Längsposition des Steuerknüppels (d. h. die Nicksteuerung) vorn und hinten steuern die Nicklage des Hubschraubers (kopf- bzw. schwanzlastige Fluglage). Die Querbewegung und die Querposition des Steuerknüppels (d. h. die Rollsteuerung) links und rechts steuern die Rollage (d. h. den Querneigungswinkel) des Hubschraubers gemessen gegenüber einem Flug in Horizontallage. Längs- und Quersteuerknüppelbewegungen werden gemischt und be­ einflussen den Hauptrotorblatteinstellwinkel (der Blatt­ einstellwinkel ist nicht mit der Nicksteuerung, der Nick­ lage oder der Nickachse zu verwechseln), um die Fluglage zu steuern. Die Rotorblätter sind positionierbare aero­ dynamische Flächen.

Das Bewegen des Steuerknüppels erfolgt entweder durch den Piloten (manuelle Steuerung) oder durch eine Flugregel­ anlage. Eine Flugregelanlage fühlt Änderungen der Fluglage ab und hält eine bestimmte Fluglage aufrecht. Ein äußerer Regelkreis der Flugregelanlage macht Fluglagekorrekturen durch automatisches Bewegen des Steuerknüppels. Beispielsweise können Nicklagekorrektu­ ren durch automatische Längsbewegung des Steuerknüppels über einen Längstrimmsteller erfolgen.

Ein innerer Regelkreis der Flugregelanlage macht ebenfalls auto­ matisch Korrekturen der Fluglage. Sie tut das jedoch durch direktes Beeinflussen der positionierbaren aerodynamischen Flächen, ohne den Steuerknüppel zu bewegen. Beispielswei­ se erfolgen Nicklagekorrekturen durch automatisches Än­ dern des Hauptrotorblatteinstellwinkels über einen Reihen­ stellantrieb, wie beispielsweise einen vorgespannten Blatteinstellwinkelstellantrieb, der zwischen dem Steuer­ knüppel und dem Hauptrotor angeordnet ist.

Die Hubschrauberhandhabungseigenschaften werden nach der Einfachheit und Genauigkeit beurteilt, mit denen ein ge­ wünschter Flugweg erreicht werden kann. Zum genauen Manöv­ rieren muß ein Pilot in der Lage sein, seine Eingaben mit der Reaktion des Hubschraubers zu korrelieren. Das wird durch Hilfsinformationen erreicht, beispielsweise durch Belastungsfaktoren, die auf den Körper des Piloten ausge­ übt werden (g-Reaktion), durch Instrumenten- und visuelle Beobachtungen und durch Steuerknüppelkräfte und -bewegungen.

Bei einigen Hubschraubern befindet sich in manchen Bela­ stungszuständen der Schwerpunkt des Hubschraubers in einer Position hinter dem Auftriebsmittelpunkt. Eine Folge eines hinter dem Auftriebsmittelpunkt gelegenen Schwerpunktes ist, daß ein hecklastiges Moment auftritt, wodurch der Hubschrauber dazu tendiert, sich in einer Kurve aufzubäumen (d. h., aus der Reisefluglage in eine schwanzlastige Fluglage überzugehen), und zwar insbesondere in einer scharfen Kurve (z. B. in einer Kurve mit mehr als 30° Rollwinkel). Deshalb muß der Pilot den Steuer­ knüppel vorwärts bewegen, um diese Tendenz zu kompensie­ ren. Starrflügelflugzeuge tendieren dazu, während eines Kur­ venmanövers abzukippen, d. h. die Rumpfnase zu senken, was dem Piloten die Notwendigkeit signalisiert, den Steuer­ knüppel zurückzuziehen (Steuerknüppel zurück - Rumpfnase nach oben). In einer Kurve ist es nämlich erwünscht, die Nicklage aufrechtzuerhalten, in der die Rumpfnase des Flugzeuges am oder nahe am Horizont ist. Das Ausmaß an "Steuer­ knüppel zurück", das erforderlich ist, um die gewünsch­ te Fluglage aufrechtzuerhalten, gibt dem Piloten eine Hilfsinformation über die Schärfe der Kurve. Wenn ein positiver Manöverkraftgradient als "Steuerknüppel zu­ rück" während einer Kurve definiert wird, so führt die Tendenz eines Hubschraubers, sich in einer Kurve aufzu­ bäumen, zu einem negativen (unstabilen) Manöverkraft­ gradienten. Das ist eine unerwünschte Handha­ bungseigenschaft von Hubschraubern, die den Piloten zwingt, den Steuer­ knüppel auf unnatürliche Weise zu bewegen und seine Auf­ merksamkeit von der äußeren Umgebung des Cockpits abzu­ wenden und den Instrumenten zuzuwenden, um den Kurvengrad zu bestimmen und die gewünschte Nicklage aufrechtzuer­ halten.

Flugregelanlagen, wie sie beispielsweise in der US-PS 4 067 517 und in der DE-OS 31 29 547 beschrieben sind, halten Flugparameter (z. B. die Nicklage) aufrecht. Die verschiedenen Verstärkungen und Verzögerungen in einer Flugregelanlage werden im Hinblick auf die Stabili­ tät des geraden Horizontalfluges optimiert und begrenzen die Fähigkeit der Flugregelanlage, während des Manöv­ rierens wirksam zu reagieren. Ein in der US-PS 4 127 245 beschriebenes System liefert Nickbefehle des inneren Regelkreises auf der Basis von Nickgeschwindigkeitsänderungen, um die Rumpfnase des Hubschraubers nach unten zu drücken und dem Piloten in einer Kurve eine g-Reaktion-Hilfsinforma­ tion zu liefern.

Aufgabe der Erfindung ist es, eine Steueranordnung der im Ober­ begriff des Patentanspruchs 1 angegebenen Art so auszubilden, daß die Arbeitsbelastung des Piloten reduziert wird, um die Stabilität des Hubschraubers zu verbessern.

Diese Aufgabe ist erfindungsgemäß durch die im Patentanspruch 1 angegebenen Merkmale gelöst.

Die Steueranordnung nach der Erfindung fühlt den Rollwinkel ab und steuert die Nicklage auf der Basis des Rollwinkels, indem sie ein kopflastiges Moment erzeugt, das ein beim Fliegen einer scharfen Kurve auftretendes hecklastiges Moment überkompen­ siert, um den Piloten zu veranlassen, über seinen Steuerknüppel ein hecklastiges Moment aufzubringen und so eine gewünschte Nicklage des Hubschraubers beizubehalten. Erfindungsgemäß wird, mit anderen Worten, aus einer negativen Steuerknüppelbewegung bei sich aufbäumendem Hubschrauber in einer scharfen Kurve eine positive Steuerknüppelbewegung gemacht, um den Hubschrauber wieder in die Horizontallage zu bringen, was voraussetzt, daß der sich aufbäumende Hubschrauber in eine kopflastige Fluglage gebracht wird, die dann durch positive Steuerknüppelbewegung wieder korrigiert wird. Dem Piloten wird so ermöglicht, auch in einer Kurve, in welcher sich der Hubschrauber normalerweise aufbäumen würde, diesen durch Ziehen am Steuerknüppel statt durch Drücken auf den Steuerknüppel in der richtigen Nicklage zu halten. Dem Piloten wird so ein positives Gefühl für die Kurve vermittelt, um es ihm zu ermöglichen, auch in einer Kurve den Hubschrauber durch Ziehen am Steuerknüppel in der richtigen Nicklage zu halten. Dadurch wird die aufgabengemäß angestrebte Reduktion der Arbeitsbelastung des Piloten erreicht, wodurch wiederum die Stabilität des Hubschraubers verbessert wird.

Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung bilden die Gegen­ stände der Unteransprüche.

Zwei Ausführungsbeispiele der Erfindung werden im folgenden un­ ter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher beschrieben. Es zeigt

Fig. 1 ein vereinfachtes Blockschaltbild einer Steuera­ nordnung für einen Hubschrauber und

Fig. 2 ein vereinfachtes logisches Fluß­ diagramm der Unterroutine eines Digitalrechners, die eine Steuereinrichtung der Steueranordnung nach Fig. 1 bildet.

Fig. 1 zeigt eine vereinfachte Steueranordnung für einen Hubschrauber mit einer geschwindigkeits­ begrenzten Flugregelanlage 101 der in der DE-OS 31 29 547 beschriebenen Art. Die Flugregelanlage 101 hat einen Nicklage­ fühler 14, der als ein Nicksignal ein proportionales Fehlersignal auf einer Leitung 17 an einen Summierer 20 abgibt. Ein Inte­ grierer 15 spricht auf das Nicksignal auf der Leitung 17 an und gibt ein integriertes Signal auf einer Leitung 19 an den Summierer 20 ab. Im folgenden und in den Ansprüchen sind die Signale mit den Bezugszahlen ihrer zugeordneten Leitungen bezeichnet.

Da das integrierte Signal auf der Leitung 19 in Gegenwart eines großen Nicksignals 17 typisch ohne Begrenzung ansteigen wird, wird ein Haltesignal, das über eine Leitung 18 zugänglich ist, an den Integrierer 15 an­ gelegt, um zu verhindern, daß ein großes Nicksignal 17 (Trimmbefehl) den Integrierer während einer Kurve entgegen der Trimmung (Flugregelanlage "EIN") ansteuert. Das Signal auf der Leitung 17 wird vorzugsweise eingeschaltet gelassen, um Diskontinuitäten bei dem Übergang zwischen dem Manövrieren mit einer im folgenden beschriebenen Steuer­ einrichtung und der Autopilotsteuerung zu eliminieren. Die Steuereinrichtung ist in Betrieb, wenn eine Kurve entgegen der Trimmung gemacht wird, und ist in der Lage, den Integrierer 15 auf "Halten" zu bringen, wie im folgenden erläutert.

Der Summierer 20 liefert ein Nicksignal auf einer Leitung 21. Dieses Nicksignal wird in einem Summierer 24 mit einem Befehlssignal auf einer Lei­ tung 25 (im folgenden erläutert) summiert, was ein Steuer­ signal auf einer Leitung 26 ergibt, das an einen Stellantrieb angelegt wird, die hier als ein Längstrimmsteller (LTA) 27 dargestellt ist. Der Längs­ trimmsteller 27 bewegt eine elastische Verbindung in Form einer Feder 28 und übt eine Kraft auf diese aus, die, wenn sie nicht daran gehindert wird, einen Steuerknüppel 50 über eine Nicksteuereinrichtung 48 in Längsrichtung entweder vor- oder zurückbewegt. Das bezeichnet man als einen äußeren Regelkreis, welcher die Nicklage durch automatische Längsbewegungen des Steuerknüppels 50 auf abgefühlte Änderungen der Fluglage hin aufrechterhält.

Der Pilot kann den Steuerknüppel 50 in Längsrichtung so bewegen, daß er entweder die durch den Längstrimmsteller 27 verursachte automatische Bewegung des Steuerknüppels 50 unterstützt oder dieser entgegenwirkt, in welchem Fall die Feder 28 entweder auseinandergezogen oder zusammenge­ drückt und eine zu dem Federgradient proportionale Kraft gefühlt wird. Die Längs- und Querbewegungen des Steuer­ knüppels 50 werden in einem Mischer 52 gemischt und be­ einflussen über Servos 53 und eine Taumelscheibe 54 den Einstellwinkel der Rotorblätter des Hauptrotors 55, um die Fluglage zu steuern. Ein innerer Regelkreis 56 beeinflußt ebenfalls den Einstellwinkel der Rotorblätter des Hauptrotors 55 über den Mischer 52, die Servos 53 und die Taumelscheibe 54 sowohl zur Längs- als auch zur Quersteuerung. Der innere Regelkreis 56 beeinflußt direkt den Blatteinstellwinkel, ohne den Steuerknüppel 50 zu bewegen, im Gegensatz zu dem Längs­ trimmsteller 27 des äußeren Regelkreises, der den Blattein­ stellwinkel durch Bewegen des Steuerknüppels 50 beeinflußt. Der Steuerknüppel 50 arbeitet über den inneren Regelkreis 56. Die Längsbewegung des Steuerknüppels 50 steuert die schwanzlastige/kopflastige Fluglage des Hubschraubers über die Vor- bzw. Zurückbewegung des Steuerknüppels, und die Querbewegung des Steuerknüppels 50 steuert über eine Rollsteuereinrichtung 49 die Rollage des Hubschhraubers bei gegenüber einem nominellen Flug in Horizontallage gemessenen Winkeln.

Zum Einleiten einer Kurve übt der Pilot eine Querkraft auf den Steuerknüppel 50 aus. Gleichzeitig kann der Pilot oder die Flugregelanlage 101 das Gieren (Drehung um die Hochachse) des Hubschraubers über einen Gierkanal (nicht dargestellt) steuern, um eine Normal- oder koordi­ nierte Kurve zu bewirken.

Bei einer manuellen Kurve entgegen der Trimmung ist das Nicksignal auf der Leitung 21 klein, da die Flugregelanlage 101 für die Autopilotbetriebsart opti­ miert ist, und es reicht nicht aus, um einen positiven Manöverkraftgradient zu liefern. Deshalb wird das Nicksignal auf der Leitung 21 durch die hier beschriebene Steuereinrichtung vergrößert.

Die Querkraft, die durch den Piloten auf den Steuerknüp­ pel 50 ausgeübt wird, wird über eine Verbindung 51 durch einen Kraftgeber 38 abgefühlt. Ein Schwel­ lenwertsignal auf einer Leitung 39 wird erzeugt, wenn die auf den Steuerknüppel 50 ausgeübte Querkraft gleich oder größer als 8,9 N ist. Dieser Schwellenwert von 8,9 N wird als eine nominelle Anzeige für eine zu be­ achtende Eingabe durch den Piloten gewählt.

Der Rollwinkel des Hubschraubers wird durch den Rollwinkel­ fühler 11 abgefühlt, um ein Rollwinkelsignal auf einer Leitung 12 zu erzeugen, das den Hubschrauberrollwinkel gemessen gegenüber einem Flug in Horizontallage anzeigt. Die Größe des Rollwinkelsignals wird in einer Absolut­ wertschaltung 30 bestimmt, an eine Leitung 31 abgegeben und durch einen Komparator 37 mit einem Schwellenwert aus einer 30°-Referenzeinrichtung 36 verglichen. Wenn die Größe des Rollwinkels gleich oder größer als 30° ist, wird ein Signal auf einer Leitung 22 abgegeben, das in Verbindung mit dem Schwellenwertsignal auf der Leitung 39 eine UND-Schaltung 33 betätigt, die das Haltesignal als Ausgangssignal über die Leitung 18 abgibt. Das Haltesignal auf der Leitung 18 setzt den Integrierer 15 auf "Halten" und betätigt einen Schalter 32. Das Schließen des Schalters 32 be­ wirkt, daß das Rollwinkelsignal von der Leitung 31 über eine Leitung 34 zu einem Summierer 35 gelangt, wo das Signal aus der 30°-Referenzeinrichtung 36 von dem Rollwinkelsignal subtrahiert wird. Das ergibt ein Signal auf einer Leitung 40, welches gleich der Größe ist, um die der Rollwinkel 30° übersteigt. Das Signal auf der Leitung 40 wird durch einen Verstärker 41 verstärkt, der einen Verstärkungsfaktor K hat und dessen Zeit-Parameter durch TS+1 dargestellt ist (wobe S der Laplacesche Operator ist). Die Zeitkonstante T wird so gewählt, daß sich ein gleich­ mäßiger Übergang ergibt, wenn die hier beschriebene Steuereinrichtung wirksam und unwirksam wird. Das verzögerte Ausgangssignal des Verstärkers 41 auf einer Leitung 42 wird durch einen Begrenzer 43 auf einen Wert begrenzt, damit es nicht 30% (nominell, vorgegeben durch eine Referenzeinrichtung 45) der gesamten Längsbewegung des Steuerknüppels 50 überschreitet. Das ergibt ein begrenztes Befehlssignal auf einer Leitung 25, welches eine Funktion von (z. B. direkt pro­ portional zu) dem Rollwinkel über 30° ist.

Das Befehlssignal übt den Haupteinfluß über den Summierer 24 aus, um das Steuersignal auf einer Leitung 26 zu erzeugen. Das Nicksignal ist sehr klein, wenn es auf "Halten" ist, und wird in dem Summierer 24 zu dem Befehlssignal addiert. Wenn die Längsbewegung des Steuerknüppels 50 während einer manuellen Kurve nicht be­ hindert wird, ist das Steuersignal groß genug, um den Längstrimmsteller 27 zu veranlassen, den Steuer­ knüppel 50 nach vorn zu bewegen, um ein kopflastiges Moment zu erzeugen, d. h. die Rumpfnase des Hubschraubers nach unten zu drücken. Der Pilot hält jedoch den Steuerknüppel 50 bei einer manuellen Kurve fest, um die gewünschte Nicklage aufrechtzuerhalten. Wenn sich der Pilot der automatischen Vorwärtsbewegung des Steuerknüp­ pels 50 widersetzt, wird die elastische Antriebskraft über die Feder 28 im Verhältnis zu dem Rollwinkel gefühlt, da die elastische Antriebskraft an dem Längstrimmsteller 27 proportional mit dem Befehlssignal ansteigt (d. h. eine Funktion desselben ist), welches seinerseits als Funktion des Querneigungswinkels ansteigt. Dadurch wird ein posi­ tiver Manöverkraftgradient erzeugt; positiv bedeutet, daß es notwendig ist, den Steuerknüppel 50 in einer Kurve zu­ rückzuziehen, und ein Gradient wird durch die proportionale automatische Steuerknüppelkraft erzeugt. Die Hilfsinformation bezüglich des Querneigungswinkels, die der Pilot mit Hilfe der hier beschriebenen Steuereinrichtung fühlt, ist besonders wichtig beim Ausführen einer Normalkurve, da ein Querneigungsmanöver über 30° im allgemeinen manuell und nicht mittels Instrumenten geflogen wird. Wenn die Steuer­ einrichtung wirksam ist, ist das Befehlssignal auf der Leitung 25 aus der Steuereinrichtung beträchtlich größer als das Nicksignal auf der Leitung 21. Deshalb ist der Einfluß des Nicksignals vernachlässigbar, und das Steuersignal auf der Leitung 26 reicht aus, um die Rumpfnase unten zu halten, sofern nicht der Pilot eine Zurückziehkraft auf den Steuerknüppel ausübt. Selbst­ verständlich wird der Pilot die automatische Vorwärtsbe­ wegung des Steuerknüppels 50 anhalten, bevor die kopfla­ stige Fluglage erreicht wird, wodurch er die gewünschte Nicklage in einer Kurve aufrechterhält. Die elastische An­ triebskraft aus dem Längstrimmsteller 27 wird durch den Piloten als eine Funktion des Querneigungswinkels gefühlt.

Selbstverständlich könnten zusätzliche Parameter abgefühlt und zum Steuern der Längsbewegung des Steuerknüppels 50 und des Kopflastigkeitsgrades, der hervorgerufen wird, be­ nutzt werden, um dem Piloten eine genauere Anzeige über die Hubschrauberbelastung zu liefern. Es ist festgestellt worden, daß die hier beschriebene Steuereinrichtung eine einfache, zuverlässige und zufriedenstellende Hilfsinformation für das Problem des negativen Manöverkraftgradienten, d. h. des hochlastigen Moments, liefert.

Die hier beschriebene Steuereinrichtung ist Teil der Steuer­ anordnung, die auch die vorhandene Flugregelanlage 101 umfaßt. Die Flugregelanlage 101 enthält den Längstrimmsteller 27 und die Feder 28, die durch die Steuereinrichtung benutzt werden. Sollte der Pilot während einer scharfen Rollbewegung einen Längstrimmauslöser drücken, würde die Steuereinrichtung unwirksam gemacht, da der Längstrimmsteller 27 und die Feder 28 dem Steuer­ knüppel 50 folgen würden, statt ihn zu bewegen. Wenn die Steuereinrichtung allein ausgeführt wird, müssen der Längstrimm­ steller 27 und die Feder 28 oder andere geeignete Vor­ richtungen vorgesehen werden zum automatischen, elastischen Bewegen des Steuerknüppels 50 proportional zu dem Steuersignal 26. Weiter kann der Summierer 24 weggelassen werden, wobei dann das Befehlssignal 25 das Steuersignal wird.

Die Steuereinrichtung kann mit einem Reihenstellantrieb eines inneren Regelkreises ausgeführt werden, wodurch die Rumpfnase ohne automatische Vorwärtsbewegung des Steuerknüppels 50 nach unten gedrückt werden kann. Das würde dem Pi­ loten nur eine g-Reaktion-Hilfsinformation liefern, würde ihn aber trotzdem veranlassen, den Steuerknüppel 50 nach hinten zu ziehen, um die gewünschte Nicklage aufrechtzuerhalten, wodurch ein erwünschter positiver Manöverkraftgradient erzeugt wird.

Die Funktion der Steuereinrichtung, die in Fig. 1 als Analogausführungsform dargestellt ist, kann auch digital ausgeführt werden. Fig. 2 zeigt eine entsprechende Unterroutine, die über ein Eingangstor 60 erreicht wird, wobei der erste Schritt 61 darin besteht, Rollwinkel- und Quer­ steuerknüppelkraft-Flags rückzusetzen. Danach wird in einem Test 62 die durch den Piloten auf den Steuerknüp­ pel ausgeübte Querkraft mit 8,9 N verglichen (links oder rechts, wie durch die Betragsstriche angegeben). Wenn die Kraft nicht gleich oder nicht größer als 8,9 N ist, wird A (das Befehlssignal) in einem Schritt 63 auf null gesetzt, und die Routine geht weiter zu einem Schritt 68 (im folgenden erläutert). Wenn die Querkraft an dem Steuerknüppel 8,9 N oder mehr beträgt, wird die Größe des Rollwinkels (gemessen gegenüber einem Flug in Horizontallage) mit 30° in einem Test 64 verglichen. Wenn die Größe des Rollwinkels nicht 30° oder mehr be­ trägt, geht die Routine weiter zu dem Schritt 63 (oben erläutert). Wenn die Größe des Rollwinkels 30° oder mehr beträgt, wird der Integrierer in einem Schritt 66 auf "Halten" ge­ setzt. Dann wird in einem Schritt 67 das Befehlssignal A auf die Größe gesetzt, um die der Rollwinkel 30° über­ steigt. Wenn die Routine zu einem Schritt 68 weiter­ geht, wird A entweder gleich null (Schritt 63) oder gleich dem Überschuß des Rollwinkels gegenüber 30° (Schritt 67) sein. In dem Schritt 68 wird ein verzöger­ tes Befehlssignal LAG auf bekannte Weise er­ zeugt. LAG, das am Anfang null ist, wird sich dem Wert von A nähern, und zwar auf der Basis von TAUPR, einem exponentiellen Zeitkonstantenoperator. Dieses Merkmal ist bekannt. Das verzögerte Befehlssignal LAG wird in einem Schritt 69 mit dem Verstärkungsfaktor K ver­ stärkt, um das Befehlssignal A zu erzeugen. (Die Digi­ talfunktionen, die in den Schritten 68 und 69 in Fig. 2 ausgeführt werden, sind den in dem Verstärker 41 in Fig. 1 ausgeführten Funktionen analog.) Das Befehlssi­ gnal A wird in einem Test 70 mit 30% der gesamten Längs­ bewegbarkeit des Steuerknüppels verglichen. Wenn das Be­ fehlssignal nicht größer als 30% der Längsbewegung ist, wird es mit dem Nicksignal in einem Schritt 72 summiert, um ein Steuersignal zu erzeugen. Wenn das Befehlssignal größer als 30% der Längsbewegung ist, wird es in einem Schritt 71 auf 30% begrenzt und dann in einem Schritt 72 mit dem Nicksi­ gnal summiert (proportional, nicht integriert). Das Be­ fehlssignal A des Schrittes 72 entspricht dem Befehls­ signal auf der Leitung 25 in Fig. 1. Die Unterroutine wird in einem Schritt 73 verlassen.

Die Digitalfunktion, die durch das vereinfachte Fluß­ diagramin in Fig. 2 angegeben ist, ist in einem einzelnen Rechner des in der US-PS 4 270 168 beschriebenen Typs erfolgreich implementiert worden.

Claims (6)

1. Steueranordnung für einen Hubschrauber mit einem Hauptrotor, der unter anderem über eine Nicksteuereinrichtung (48) mit ei­ nem Stellantrieb (27) beeinflußbar ist, und mit einem Rollwinkelfühler (11), der ein Rollwinkelsignal (12) gemessen gegenüber der Horizontalen liefert, gekennzeichnet durch
eine Steuereinrichtung (30, 33, 36, 37, 41, 43), die auf das Rollwinkelsignal (12) anspricht und die Nicksteuereinrichtung (48) durch ein Befehlssignal (25) in einer Weise beeinflußt,
daß der Einstellwinkel der Rotorblätter des Hauptrotors (55) so gesteuert wird,
daß ein kopflastiges Moment erzeugt wird, das das beim Kurven­ flug auftretende hecklastige Moment überkompensiert.

2. Steueranordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuereinrichtung (30, 33, 36, 37, 41, 43) das Befehlssi­ gnal (25) nur liefert, wenn das Rollwinkelsignal (12) einen Rollwinkel angibt, der einen vorbestimmten Schwellenwert (36) überschreitet.

3. Steueranordnung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß der vorbestimmte Schwellenwert (36) ein Rollwinkel von 30° ist.

4. Steueranordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, gekenn­ zeichnet durch eine Rollsteuereinrichtung (49) und durch einen Kraftgeber (38), der vom Piloten auf die Rollsteuereinrichtung (49) ausgeübte Kräfte erfaßt, die über einem Schwellenwert lie­ gen, und ein Schwellenwertsignal (39) erzeugt, wenn die auf die Rollsteuereinrichtung (49) ausgeübte Kraft den Schwellenwert übersteigt, wobei die Steuereinrichtung (30, 33, 36, 37, 41, 43) mit dem Kraftgeber (38) verbunden ist, um das Schwellenwertsignal (39) zu erfassen, und das Befehlssignal (25) nur dann liefert, wenn das Schwellenwertsignal (39) erfaßt wird.

5. Steueranordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß bei vorhandener Flugregelanlage (101) zum Aufrechterhalten der Nicklage, deren Nicksignal (17) über einen Integrierer (15) an den Stellantrieb (27) abgegeben wird, der Integrierer (15) durch ein Haltesignal (18) auf Halten gesetzt wird, wenn die Steuereinrichtung (30, 33, 36, 37, 41, 43) auf das Rollwinkelsignal (12) anspricht.

6. Steueranordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Überkompensation mit zunehmendem Roll­ winkel größer wird.