DE68926449T2 - Überwachungsverfahren und -vorrichtung der lenkungsdarstellung eines fahrzeugführers - Google Patents

Description

• Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Darstellung der Lenkungsweise des Flugzeugführers im Lenkungssystem eines Kampfflugzeuges, wobei das System eine Lenkungssteuerung umfaßt, die durch den Führer bei der Lenkung des Flugzeuges durch Lenkungsausschläge in zwei entgegengesetzten Richtungen manövriert worden ist, und wobei ein Lenkungssignal erzeugt worden ist, das die Amplitude und die Richtung der Lenkungsausschläge anzeigt, und daß das Verfahren eine Analyse der Ausschläge umfaßt, um in dem Falle, wo die Analyse eine unnormale Lenkungsweise zeigt, die durch einen verminderten Bewußtseinsgrad des Führers hervorgerufen sein kann, das System dazu zu veranlassen, ein Warnsignal in Betrieb zu setzen und/oder auf einen automatischen Lenkungszustand umzuschalten, in dem die Hilfe des Führers nicht erforderlich ist. Ein derartiges Verfahren ist beispielsweise in der EP-A-119 484 erörtert worden.
• Die Entwicklung eines Kampfflugzeuges mit zunehmend höheren Anforderungen an die Leistungsfähigkeit hat in den zurückliegenden Jahren eine Situation geschaffen, wo die mentalen und körperlichen Möglichkeiten die Grenzen der vollen Leistungsfähigkeit eines modernen Kampfflugzeuges setzen. Eines der wesentlichen Probleme ist die Gefahr, daß der Flugzeugführer in gewissen extremen Situationen einer plötzlichen Verminderung des Bewußtseins unterliegt, hervorgerufen durch eine extreme Zunahme des Belastungsfaktors (Beschleunigung) auf einen hohen Wert. Diese Bedingung, die unter Experten gewöhnlich G-LOC (G-induzierte Verminderung des Bewußtseins) genannt wird, ist eng auf die Verminderung des Bewußtseins bezogen, was seit langem bekannt ist, und auf einen Flugzeugführer eines Kampfflugzeuges einwirkt, der einem hohen, eventuell sich vergrößernden Belastungsfaktor ausgesetzt ist, z.B. bei einem Aufsteigen nach einem Sturzflug, aber es gibt einen deutlichen Unterschied. Während es im zuletzt erwähnten Fall Warnsymptome des Tunnelssicht-Typs oder einen noch stärkeren Effekt auf die Sehfunktion des Flugzeugführers, das sogenannte "grey-out", gibt, das es dem Flugzeugführer ermöglicht, sofort ein momentanes gefährliches Manöver zu unterbrechen, geschieht G-LOC augenblicklich und ohne jedes Empfinden zur Vorwarnung des Flugzeugführers. Der Unterschied hängt von den Höhen und dem Betrag der Zeit ab, während der eine Änderung des Belastungsfaktors geschieht.
• Medizinisch bezieht sich die Verminderung des Bewußtseins, die bei einem Flugzeugführer auftreten kann, direkt auf den Sauerstoffgrad im Gehirn und dadurch auf die Fähigkeit des Herzens, die hydrostatische Druckdifferenz zwischen Herz und Gehirn zu überwinden. Während einer geringen G-Belastungszunahme wird der Fluß des Blutes zum Gehirn proportional zur Zunahme des Gegendruckes im Herzen teilweise vermindert, was gleichzeitig zu einer Abnahme der Sauerstoffversorgung des Gehirns in einem entsprechenden Grad führt. Dieses erfolgt unabhängig von dem Umstand, daß der Körper durch Gefäßverengung und zunehmende Pumpfähigkeit versucht, die Gegendruckzunahme auszugleichen. Ein Einfluß auf die Sehfunktion, hervorgerufen vom geringen Sauerstoffgrad, wird dann beobachtet, bevor der Wert so klein wird, daß eine Verminderung des Bewußtseins stattfindet.
• Wenn im Gegensatz dazu der Fluß des Blutes zum Gehirn durch eine schnelle Zunahme der G-Belastung plötzlich unterbrochen wird, verbleibt lediglich die gehirneigene Sauerstoffreserve, die für ungefähr 5 s andauert, worauf eine Verminderung des Bewußtseins ohne vorherige Symptome auftritt. Auch da verbleibt keine Zeit für den Körper, auf die schnelle Sauerstoffänderung zur Kompensierung durch Erhöhung des Blutdruckes zu reagieren.
• G-LOC zieht einen vollständigen Verlust des Bewußtseins für ungefähr 15 s nach sich, worauf es eine Periode von ungefähr 10 s gibt, in der sich ein beträchtlicher Mangel von Sauerstoff fortsetzt. Während des letzten Teils der Verminderung des Bewußtseins kann der Flugzeugführer einer schnellen Muskelkontraktion unterworfen sein, die ähnlich zu der ist, die während eines epileptischen Anfalles auftritt. Wenn das Bewußtsein wieder zurückerhalten wird, folgt gewöhnlich eine Desorientierung in Verbindung mit Gedächtnisverlust nach dem Erwachen.
• Der Belastungsfaktor, bei dem der Mangel an Sauerstoff aufzutreten beginnt, beträgt ungefähr 6 G in Abhängigkeit individueller Unterschiede. Es wird angenommen, daß man sagen kann, daß es im Hinblick auf G-LOC gefährlich sei, wenn der Belastungsfaktor vollständig auf mehr als 6 G im Laufe einer Zeit von weniger als 5 s zunimmt und wenn dieser hohe Belastungsfaktor länger als 5 s einwirken kann.
• Derartige Werte können leicht bei der jüngsten Generation von Kampfflugzeugen erreicht werden und der G-LOC muß deshalb als sehr wichtiges Problem berücksichtigt werden, und zwar sowohl in bezug auf die Flugsicherheit als auch in bezug auf den Kampfwert in einer Kriegssituation. Verschiedene Unfälle haben sich jüngst in Übersee mit einem neu konstruierten Flugzeug ereignet, wobei in allen diesen Fällen G-LOC sich als direkte Ursache herausgestellt hat. Es gibt einen Befund, daß 20 % verschiedener Gruppen militärischer Flugzeugführer in den USA G-LOC unterworfen worden waren. Diese Information unterstreicht weiter die Ernsthaftigkeit der Situation und die Notwendigkeit für eine Lösung des Problems.
• Es ist seit langem bekannt, den Flugzeugführer mit Mitteln auszustatten, die den Sauerstoff des Gehirns oberhalb einer kritischen Größe durch den direkten körperlichen Einfluß auf seinen Körper halten können und es ist nun versucht worden, derartige Mittel als Schutz gegen eine schnelle Zunahme des Belastungsfaktors zu verwenden. Im laufe einiger Jahrzehnte, in denen das Problem unter luftfahrtmedizinischen Fachleuten studiert worden ist, sind umfangreiche Experimente durchgeführt worden, um den sogenannten G-Anzug (G-suit) zu verbessern, der seit langem Teil der Ausrüstung eines Kampfpiloten ist und diesen weniger empfindlich bezüglich der Zunahme des Belastungsfaktors gemacht hat, aber es bestehen bisher keine Konstruktionen, die für einen Schutz gegen G-LOC geeignet sind. Für denselben Zweck sind Versuche mit Überdruckatmung und mit der Verabreichung eines Spezialgases im Sauerstoffsystem durchgeführt worden, aber in keinem dieser Fälle ist eine zufriedenstellenden Lösung gefunden worden.
• In einem laufenden amerikanischen Forschungsprogramm hat man sich bemüht, ein Verfahren und ein System zur lediglich physiologischen Anzeige vorzusehen, daß der Flugzeugführer die Neigung zeigt, sein Bewußtsein zu verlieren. Dort ist die Überlegung, mittels an dem Kopf des Flugzeugführers angebrachter Sensoren die Zwinkerfrequenz der Augen, die Aktivität im Gehirn oder andere Größen zu messen, die offenbaren können, ob der normale Bewußtseinszustand kritisch wird. Dieses Verfahren beinhaltet, daß die gemessenen Daten in einem Rechner einer Berechnung und einer Bewertung unterzogen werden. Zusätzlich ist es sehr schwer, vorher mit Bestimmtheit die Grenze festzulegen, wo der kritische Zustand für einen jeweiligen Flugzeugführer zu berücksichtigen ist, wobei das Verfahren ebenfalls eine Verkomplizierung aus der systemtechnischen Sicht eines Flugzeugs und seiner Wartungsfähigkeit darstellt.
• Zum Zwecke des Erhalts einer einfacheren Art der Bewußtseinsüberwachung ist weiterhin vorgeschlagen worden, Einrichtungen vorzusehen, die die Kraft erfassen, die der Pilot auf das Umgreifen des Steuerknüppels ausübt und wovon man fälschlicherweise dachte, daß diese in der kritischen Situation schnell aufhören würde.
• In einer Nähe hierzu liegt eine Idee, die in der Fachpresse erwähnt worden ist, nämlich eine Analyse der Frequenz und der Art der Steuerknüppelbewegungen durchzuführen, die durch den Flugzeugführer ausgeführt werden, um durch diese Analyse zu bestimmen, ob diese Bewegungen logisch korrekt in der vorherrschenden Flugsituation sind. Es wird auf diese Weise versucht, die Steuerknüppelbewegungen, die normalerweise durch den Flugzeugführer ausgeführt werden, von solchen Bewegungen desselben Flugzeugführers zu unterscheiden, die derselbe Flugzeugführer auszuführen gedenkt, wenn er das Bewußtsein verloren hat oder beginnt, sein Bewußtsein zu verlieren, was jedoch sehr schwer sein würde, und zusätzlich ist eine gewisse Unsicherheit aufgrund individueller Unterschiede zwischen den Flugzeugführern unvermeidlich. Darüberhinaus scheint es unmöglich zu sein, ein Warnsystem, das auf einer Frequenzanalyse beruht, so schnell arbeiten zu lassen, daß ein kritischer Zustand des Flugzeugführers erfaßt werden kann und diesem entgegengewirkt werden kann, bevor es zu spät ist. Wie eingangs erwähnt worden ist, ist es im Falle der G-LOC eine Frage von wenigen Sekunden, bevor eine Verminderung des Bewußtseins auftritt und deshalb, weil die Zeit eine extrem enge Marge für ein Warnsystem gibt, um durch Bewertung der Steuerungsweise zu entscheiden, ob der Zustand des Flugzeugführers normal oder unnormal ist.
• Bei Landfahrzeugen besteht für die Fahrzeugführer ein ähnliches Risiko. Hier ist natürlich eine Verminderung des Bewußtseins aufgrund einer hohen Beschleunigung oder eines Beschleunigungszuwachses ausgeschlossen, aber eine Vielzahl von Unfällen geschieht, die nicht anders erklärt werden können, als daß der Fahrzeugführer eingeschlafen ist. Als Grund dafür wird angenommen, daß der Fahrbetrieb zu müde machte und monoton und daß insgesamt keine Anordnung den Bediener gewarnt hat, bevor das Bewußtsein verloren worden ist.
• Da die Lenkungsweise eines Fahrzeugführers bei beginnender Verminderung des Bewußtseins analog zu der eines Flugzeugführers ist, sollte die Lösung, die im Flugbereich zu erhalten gewünscht wird, ebenfalls geeignet sein, die Aufgabe zu lösen, wie das Risiko dieser Art bei Fahrzeugunfällen vermindert werden kann.
• Unabhängig von dem Umstand, daß die Ernsthaftigkeit tatsächlicher Möglichkeiten fehlt, einen Fahrzeugführer zu retten, der sein Bewußtsein verliert, was unter Experten jahrelang angenommen wurde, und unabhängig von den großen Anstrengungen, die gemacht worden sind, um eine derartige Möglichkeit zu schaffen, wurde bisher keine zufriedenstellenden Lösung des Problems vorgeschl agen.
• Es ist deshalb eine Aufgabe der vorliegende Erfindung, ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Überwachung der Lenkungsweise eines Fahrzeugführers zu schaffen, um zu überwachen, daß der Führer bei Bewußtsein ist. Die Erfindung beruht auf der Annahme, daß dieses am besten in dem Steuersystem des Fahrzeugs ausgeführt werden kann, von dem angenommen wird, daß es auf der Art beruht, wie sie in der Einleitung beschrieben ist und die mit einem elektrischen oder anderen gleichwertigen Steuersignal durch Durchführung einer Analyse der Lenkungsabweichungen arbeitet, die der Führer auf die Lenkungssteuerung ausübt. Die Analyse soll gemäß eines wesentlichen Zieles der Erfindung in einem vorhandenen Steuersystem ohne Hinzufügung irgendeiner komplizierten Ausrüstung bewirkt werden.
• Eine weitere Aufgabe der Erfindung ist es, ein Verfahren und eine Vorrichtung zu schaffen, die eine Überwachungsanalyse der Lenkungsabweichungen so schnell ausführen, daß eine unnormale Steuerungsweise, die einen verminderten Bewußtseinsgrad des Führers anzeigt, ihm zur Kenntnis gebracht wird, bevor das Bewußtsein vollständig verloren worden ist. Die Erfindung zielt hierdurch auf eine Warnung des Führers in dem Augenblick, wo eine unnormale Lenkungsweise erfaßt wird, wobei die Warnung ihn veranlaßt, einen geeigneten und sorgfältigen Lenkungszustand zu beginnen und ihn dabei zu vollem Bewußtsein zurückzuführen, und, falls dieses nicht erfolgreich ist, das Steuersystem des Fahrzeugs zur Übernahme der Manövrierung zu veranlassen, um einen Unfall zu verhindern.
• Eine weitere wichtige Aufgabe der Erfindung ist es, ein Verfahren und eine Vorrichtung zu schaffen, die die Überwachung des Bewußtseinsgrades des Führers durch Überwachung eines Minimums seiner Lenkungsausschläge auszuführen, was bedeutet, daß die gewünschte Überwachung fortlaufend während der Lenkung des Fahrzeugs "laufen" soll und lediglich auf die letzte ausgeführte Lenkungsabweichung gerichtet sein soll.
• Eine weitere Aufgabe der Erfindung ist es, ein Verfahren und eine Vorrichtung zu schaffen, die den Bewußtseinsgrad des Fahrzeugführers überwachen, ohne daß eine physiologisch arbeitende Vorrichtung, die auf den Körper oder den Anzug des Führers einwirkt, verwendet wird.
• Diese Aufgaben und Ziele werden dadurch gelöst, daß dem Verfahren und der Vorrichtung gemäß der vorliegenden Erfindung die Eigenschaften gegeben worden sind, wie sie in den nachfolgenden Ansprüchen aufgeführt sind.
• Die Erfindung wird in größerer Einzelheit nachfolgend unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen beschrieben. Darin zeigen:
• Fig. 1 in einer perspektivischen Ansicht die Darstellung der Situation in einer Kanzel in einem Flugzeug während des Fluges,
• Fig. 2 und 3 eine schematische Darstellung, wie die Manövrierung des Steuerknüppels des Flugzeuges und dadurch das erzeugte Lenkungssignal in der Zeit bei normaler bzw. unnormaler Lenkungsweise variieren kann,
• Fig. 4 und 5 Blockschaltbilder, die grundsätzlich die Wirkungsweise und den Aufbau eines Überwachungssystems gemäß der Erfindung zeigen, wobei Fig. 4 das Überwachungssystem darstellt und im Zusammenwirken damit das Flugzeugsystem in Umrissen, wohingegen Fig. 5 das Überwachungssystem in größeren Einzelheiten zeigt, und
• Fig. 6 Beispiele von Anzeigesymbolen, die dafür verwendet werden können, den Flugzeugführer zu warnen.
• Obwohl die vorliegende Erfindung zur Verwendung bei allen Arten von Fahrzeugen und Schiffen herangezogen werden kann, die durch elektrische oder gleichwertige nichtmechanische Steuerungssignale manövriert werden, wird die Erfindung nachfolgend lediglich im Zusammenhang mit einer Anwendung in einem Flugzeug beschrieben. In der Anmeldung sind lediglich die wichtigsten Signalwege und Funktionen beschrieben, wohingegen Teile und Teilfunktionen, die nicht notwendig für das Verständnis der Erfindung sind, die aber bei einer praktischen Ausführungsform hinzugefügt sind, nicht enthalten sind.
• In Fig. 1 bezeichnet 1 einen Kanzelraum, der in Vorwärtsrichtung durch eine Hülle oder eine Frontscheibe 2 begrenzt ist, durch die der Flugzeugführer, dessen Helm mit 3 bezeichnet ist, den Luftraum oder Bereich vor sich beobachten kann. Unter der Haube befindet sich eine Instrumentensatz, der vom Flugzeugführer während des Fluges gebraucht wird und der, wie es neuerdings in Hochleistungsflugzeugen üblich ist, eine Mehrzahl von Anzeigeeinrichtungen 4, 5 und 6 umfaßt, die mit einem Zentralrechner verbunden sind, in dem alle Informationen, die den Flug betreffen, zusammengeführt und berechnet werden. Gemäß den Wünschen des Flugzeugführers, die in den Rechner über einen Satz von Bedienungsknöpfen 7 an jedem der Anzeigeeinrichtungen eingegeben werden können, können die Anzeigeinrichtungen unterschiedliche Informationsarten darstellen, die der Flugzeugführer benötigt. Die Information kann die augenblickliche Lage des Flugzeuges im Luftraum betreffen sowie Daten, die sich auf ein erscheinendes Ziel beziehen. Eine derartige Information kann auch auf einem transparenten Schirm 8 dargestellt werden, der an der Innenseite der Vorderscheibe 2 angeordnet ist und zu einer elektrooptischen Einheit (nicht dargestellt), gehört, die ebenfalls rechnergesteuert ist. Die Anordnung hat den bekannten Vorteil, daß gleichzeitig mit der Überwachung des Flugzeuges mit einer Lenkungssteuerung 9 der Flugzeugführer wichtige Sichtinformationen erhalten kann, ohne daß er seine Augen auf die Instrumente herabrichten muß.
• Für die Manövrierung des Flugzeuges gibt es gemäß den oben aufgeführten Bedingungen der Erfindung ein Steuersystem, in Fig. 4 mit 10 bezeichnet, das mit elektrischen Signalen arbeitet. Die Signale werden auf bekannte Weise durch Sender erzeugt, die mit der Lenkungssteuerung 9 verbunden sind. Die Signale nehmen die Bewegungen oder Lenkungsabweichungen, die auf sie durch den Flugzeugführer ausgeübt werden, auf, wobei die Abweichungen auf wenigstens zwei Steuerkanäle, nämlich Neigung und Rolle, bezogen werden können, die Manöver um eine Quer- bzw. Längsachsenrichtung im Flugzeug betreffen. Nach der Signalberechnung, die neben anderen Dingen eine Störfilterung umfassen kann, werden die Lenkungssignale auf elektrohydraulische Servoeinrichtungen, die in Fig. 4 nicht dargestellt sind, übertragen, die die mechanischen Steuerungsoberflächenausschläge, die vom Flugzeugführer beabsichtigt werden, erzeugen.
• In Überwachungssystemen der eben beschriebenen Art, für die die Erfindung insbesondere sehr geeignet ist, ist die Lenkungssteuerung als sogenannter Joy-Stick oder Ministeuerungsstab aufgebaut, was den steuerungstechnischen Vorteil hat, daß der Flugzeugführer mit guter Genauigkeit, Schnelligkeit und Stabilität agieren kann. Das bedeutet, daß insoweit, wie die Steuerungsweise normal ist, er kleine Steuerstabkorrekturen von kurzer Dauer macht. Eine derartige Steuerungsaktivität ist in dem Diagramm in Fig. 2 dargestellt, das zeigt, wie die Winkelposition des Steuerstabes bei der Neigung mit der Zeit t während eines Manövers variieren kann, beispielsweise während einer Zielbahnverfolgung mit einem verhältnismäßig großen und sehr schnell anwachsenden Belastungsfaktor. Da das erzeugte Lenkungssignal das vom Steuerstab geliefert wird, genau in bezug auf diese Winkelstellung ist, zeigt das Diagramm ebenfalls, wie das Lenkungssignal DP mit der Zeit variieren kann. Demzufolge ist es typisch für die Lenkungsweise, daß eine Änderung der Winkelstellung und dadurch des Lenkungssignals in zunehmender Richtung, im Diagramm mit ADP bezeichnet, schnell durch eine Korrektur ΔDP' in entgegengesetzter Richtung gefolgt wird, woraufhin der Stab wieder dreht und eine neue kurze Zunahme ΔDP'' auftritt.
• Es sind mit einer großen Anzahl von Flugzeugführern Untersuchungen zur Erstellung eines Gutachtens bezüglich der persönlichen Unterschiede in der Steuerungsweise gemacht worden. Es hat sich gezeigt, daß die Unterschiede vor allem die Amplitudenänderungen der Steuerstabkorrekturen betreffen. Flugzeugführer mit besonders gut ausgebildeter Empfindsamkeit oder sehr guter motorischer Fähigkeit führen natürlich die kleinsten Korrekturen aus, wohingegen andere die Lenkungssteuerung mit größeren Amplitudenänderungen betätigen. Die Unterschiede zwischen den Flugzeugführern sind jedoch klein in bezug auf das Zeitintervall der Steuerstabkorrekturen, d.h. der Zeit, die abläuft zwischen zwei aufeinanderfolgenden Drehpunkten in der Lenkungssignalfunktion. Im Teil des Diagramms von Fig. 2, auf das im vorherigen Absatz Bezug genommen worden ist, ist Δ t ein derartiges Intervall.
• Auch wenn diese Zeitintervalle, wie es aus dem Diagramm ersichtlich ist, untereinander unterschiedlich sind, was durch Änderungen im Flugzustand und die Aufgabe, die durch den Flugzeugführer gelöst werden soll, erklärt werden kann, zeigt die Erfahrung, daß eine normale Steuerungsweise an ein spezifisches Zeitmuster gekoppelt ist, was für eine große Gruppe von Flugzeugführern gemeinsam ist. Das Zeitmuster für den Neigungskanal liefert einen Bereichswert zum besagten Intervall von ungefähr 0,5 s mit einigen größeren Intervallen von ungefähr 1 s. Im Rollkanal, der durch langsame Bewegungen gekennzeichnet ist, zeigt das Muster der Lenkungsweise Lenkungsausschläge, die das doppelte der Dauer aufweisen oder ungefähr 1 s.
• Die Kenntnis der Zeitmuster und das Verständnis, daß die Lenkungsaktivität des Fahrzeugführers den Bewußtseinsgrad wiederspiegeln, ist die Grundlage für die vorliegende erfindungsgemäße Idee, daß das Lenkungssignal von der Lenkungssteuerung in bezug auf das Zeitintervall der Korrekturen überwacht werden soll und daß ein verlängertes Zeitintervall, das sich bei dieser Überwachung zeigt, ein Anzeichen für einen verminderten Bewußtseinsgrad ist, welches dazu verwendet werden kann, den Führer zu retten.
• Ein Anzeigesystem, das in Übereinstimmung hiermit arbeitet, ist grundsätzlich mit 11 in Fig. 4 bezeichnet, in der ebenfalls das Prinzip des Flugzeuglenkungs- bzw. steuerungssystem 10 und ein Anzeigesystem 12 dargestellt sind. Das Lenkungssignal DP, das vom Steuerhebel 9 geliefert wird und vorzugsweise vom Neigungskanal 13 des Steuersystems abgenommen wird, da dieses mehr Informationen als der Rollkanal 14 enthält und deshalb geeigneter für eine Zeitsteuerung ist, wird nach dem Abtasten bzw. Prüfen auf einen Block 15 gegeben, der das Signal durchläßt oder sperrt, in Abhängigkeit davon, ob bestimmte Bedingungen erfüllt sind.
• Die Bedingungen können vorhandene Flugbedingungen betreffen, die in einem Block 16 identifiziert werden können, und zwar mittels Daten, die im Lenkungssystem zugänglich sind und den Belastungsfaktor (Beschleunigung) und den Gradienten des Belastungsfaktors, der in dem Augenblick vorhanden ist, den Rollwinkel des Flugzeuges, den Flugbahnwinkel, die Höhe und die Geschwindigkeit anzeigen, wobei dieses alle Größen sind, die anzeigen, ob die Flugbedingung derart ist, daß sie zur Darstellung für den Flugzeugführer aufgerufen werden sollen. Zusätzlich zur Einwirkung auf den Block 16 kann die An/Ausfunktion im Block 15 mittels einer handbetätigten Steuerungseinrichtung 17 eingegeben werden, die durch den Flugzeugführer selbst ausgelöst werden kann.
• Das geprüfte Eingangssignal DP wird vom Block 15 auf einen Block 18 geführt, der logische Schaltkreise enthält, in dem die Berechnungscharakteristika der Erfindung ausgeführt werden. Die Berechnung beinhaltet, daß es möglich ist, vom Signal zwischen Lenkungsausschlägen, die in einer Richtung gemacht worden sind, z.B. eine Zunahme des Steuerstabwinkels, und den Lenkungsausschlägen in entgegengesetzter Richtung, d.h. abnehmendem Steuerstabwinkel, zu unterscheiden, so daß dadurch jeder Drehpunkt im Lenkungsprozeß durch das Signal identifiziert werden kann. Der Block 18 arbeitet bezüglich der Zeitberechnung und der Zeitsignalgebung derart, daß für jeden Drehpunkt, d.h. zu jedem Zeitpunkt, wo das Signal DP eine neue Lenkungsänderung anzeigt, sowie die Lenkungsabweichung entsprechend ΔDP' in Fig. 2 in eine entgegengesetzte Richtung zu der unmittelbar vorhergehenden geht, hier entsprechend ΔDP, er damit beginnt, ein zeitabhängiges Signal CPT zu erzeugen. Dieses wird dann der Zeit entsprechen, die vom Augenblick an abläuft, wo die neue Lenkungsabweichung begonnen wird, d.h. das Signal CPT liefert eine Messung des Zeitintervalls Δ t von Fig. 2.
• Das zeitabhängige Signal CPT wird nun gemäß der Charakteristika der Erfindung für den Zweck der Überwachung der Aktivität des Steuerstabes untersucht und dabei der Bewußtseinszustand des Flugzeugführers. An erster Stelle ist die Untersuchung darauf angelegt zu zeigen, ob das Signal CPT innerhalb der vorbestimmten Zeitgrenzwerte bleibt oder nicht.
• Hierfür weist das System in der Ausführungsform gemäß Fig. 4 zusätzliche Logikschaltkreise auf, die als drei Blöcke 19 bis 21 ersichtlich sind und die parallel zum Block 18 geschaltet sind. Jeder Block ist mit Bedingungen programmiert, die den Inhalt des empfangenen Signals betreffen.
• In Bedingungsblock 19 wird das Signal von Block 18 mit einem Referenzwert CPTR verglichen, der eine untere Grenze für die Funktion das Anzeigesystems 12 in bezug auf die Überwachung der Steuerstabaktivität bildet. Wenn der Referenzwert erreicht ist, erscheint ein Signal im Schaltkreis 22, wodurch die Anzeigefunktion ausgelöst wird.
• Im Bedingungsblock 20 wird das zeitabhängige Signal CPT mit einem ersten Zeitgrenzwert CPTW verglichen, der so ausgewählt ist, daß er mit einer ausreichenden Größe das größte Zeitintervall Δ t enthält, das bei einer normalen Lenkungsweise gleichzeitig mit dem Wert erscheint, der eine Grenze darstellt, oberhalb der die Lenkungsweise nicht länger als normal angesehen werden kann, aber einen verminderten Bewußtseinsgrad bewirken kann. Wenn CPT den Wert CPTW erreicht, wird deshalb ein Warnsignal gemäß einem wesentlichen Charakteristikum der Erfindung dern Flugzeugführer gegeben. Ein Signal WARNUNG AN erscheint dann im Schaltkreis 23, sobald die besagten Bedingungen erfüllt sind. Im Bedingungsblock 21 wird das zeitabhängige Signal CPT mit einem zweiten Zeitgrenzwert CPTA verglichen, der höher als CPTW ist und als definitive Grenze für normale Lenkungsweise angesehen wird, d.h. die Grenze, bei der das Bewußtsein des Flugzeugführers als sehr stark vermindert oder als momentan verloren angenommen werden kann. Der Flugzeugführer ist hier nicht länger in der Lage, sein Flugzeug zu steuern.
• Wenn gemäß der Erfindung CPT den Wert CPTA erreicht, wird ein Schalten im Lenkungssystem 10 ausgeführt, so daß das Flugzeug in einen automatischen Steuerungszustand ohne Hilfe des Flugzeugführers aus seiner kritischen Stellung herausgebracht wird. Dieses wird durch ein Signal AUTOMATISCHER STEUERUNGSZUSTAND AN im Schaltkreis 24 ausgelöst, sobald besagte Bedingungen erfüllt sind. Die Signalfunktion DP (t) kann in der Phase der Aktivitätsüberwachung derartige Aussehensformen haben, wie sie in den oberen und unteren Diagrammen in Fig. 3 ersichtlich sind.
• Nach einer Phase a mit normaler Steuerungsweise, die durch enge, aufeinanderfolgende Steuerstabkorrekturen gekennzeichnet ist, folgt eine Steuerstabverschiebung b, die sich über ein erheblich größeres Zeitintervall erstreckt und eine Änderung der Lenkungsweise anzeigt. Gleichzeitig mit dem Zeitintervall, das den obigen besagten ersten Grenzwert erreicht, d.h. wenn der Zeitberechnungsschaltkreis im Block 18 die Zeit für die fraglichen Steuerstabverschiebungen auf den Wert CPTW berechnet hat, wird das Warnsignal eingeschaltet, was durch das Symbol V in Fig. 3 dargestellt wird. Wenn der Flugzeugführer nun auf die Warnung reagiert und unmittelbar damit beginnt, mit normalen kleinen Steuerstabkorrekturen zu lenken, deren Zeitintervalle unter der Grenze CPTW liegen, Phase c im oberen Diagramm, geht das Darstellungssystem 11 auf die Anfangsstellung zurück, woraufhin das Signal WARNUNG AUS aus dem Schaltkreis 23 vom Bedingungsblock 20 ausgeht.
• Sollte sich jedoch die Passivität des Flugzeugführers über den Punkt V hinaus fortsetzten, was angenommenerweise als ein Ergebnis einer Steuerstabverschiebung d ohne sein Zutun geschehen kann, vgl. das untere Diagramm, wird das zeitabhängige Signal CPT zunehmend größer. Wenn der Vergleich im Block 21 mit dem zweiten Grenzwert CPTA zeigt, daß dieser Wert erreicht worden ist und die Bedingung für den automatischen Steuerungszustand erfüllt ist, wird das Signal AUTOMA- TISCHER STEUERUNGSZUSTAND AN ausgegeben, was im Diagramm durch A bezeichnet ist. Gleichzeitig beginnt ein automatisches Rettungsmanöver, vorzugsweise ein Ansteigen auf eine große Höhe, gefolgt von einem Horizontalflug, wobei während dieser Flugbedingung angenommen werden kann, daß der Flugzeugführer sein Bewußtsein zurückerhält und befähigt wird, die Lenkung wieder aufzunehmen. Sobald eine normale Steuerungsweise mit kurzen Steuerstabkorrekturen wieder aufgenommen wird, wird der automatische Steuerungszustand durch das Signal AUTOMA- TISCHER STEUERUNGSZUSTAND AUS im Schaltkreis 24 abgeschaltet. Das Signal kann jedoch die gesamte Zeit im Schaltkreis 22 verbleiben.
• Die Anzeigen, die durch das Anzeigesystem auf einen Befehl vom Darstellungssystem 11 hin erzeugt werden, können, wie in den Figuren 6 und 1 dargestellt, ausgebildet sein. In der ersterwähnten ist auf der linken Seite 40 ein leuchtender Punkt, der sich auf einer kreisförmigen Bahn 41 bewegt, so auf den Flugzeuginstrumenten angeordnet, daß der Flugzeugführer leicht den Punkt beobachten kann. Der Punkt ist vorzugsweise auf den Schirm 8 und die Anzeigeeinrichtungen 4 und 6 an den Ort projiziert, wo das Flugzeugsymbol 42 angeordnet ist. Durch seine Bewegung zeigt der Punkt die Überwachung der Steuerstabkorrekturen in einer Weise, daß er für jeden Drehpunkt in eine gegebene Anfangsstellung zurückspringt, die in Fig. 6 die vertikale Linie im Symbol 42 ist. Aufgrund der konstanten Winkelgeschwindigkeit des Punktes ist die Endstellung für jede Steuerstabkorrektur ein Maß für seine Dauer, d.h. entsprechend dem Wert CPT oberhalb des zeitabhängigen Signals, und wenn die Winkelgeschwindigkeit so ausgewählt worden ist, daß sich der Punkt 40 bei normalem CPT-Wert weniger als eine Umdrehung bewegt, ist der Flugzeugführer von der Endposition des Punktes aus in der Lage zu erkennen, ob die Zeit der Steuerstabkorrekturen normal ist oder dazu neigt, eine Grenze zu erreichen, die eine Gefahr gemäß G-LOC bedeutet. Eine Teilung längs der Bahn 41, möglicherweise mit zunehmender Lumineszensintensität des Punktes, erleichtert diese Möglichkeit.
• Ein mittleres Teil von Fig. 6 stellt dem Flugzeugführer die visuelle Information nach der Phase b von Fig. 3 dar, d.h. wenn die Zeit der Steuerstabkorrekturen den Grenzwert CPTW erreicht hat. Im Zentrum des Symboles 42 ist nun anstatt des Symboles 40 das Zeichen V ersichtlich, was das Ergebnis des Anzeigesystems 12 ist, daß das Warnsignal vom Darstellungssystem 11 empfangen hatte. Das Zeichen kann in einer stark leuchtenden Farbe gegeben werden, alternativ mit einem flackernden Licht, und um die Warnung weiterhin zu verstärken, kann die sichtbare Information mit einem Schallsignal im Kopfhörer kombiniert sein, der im Helm 3 des Flugzeugführers enthalten ist.
• Auf der rechten Seite von Fig. 6 ist ersichtlich, wie das Zeichen V im Symbol 42 durch ein A ersetzt wird, und zwar in dem Falle, wo der Flugzeugführer nicht mit einer normalen Steuerstabaktivität reagiert, wobei A den automatischen Steuerungszustand darstellt und nach der Phase d von Fig. 3 erscheint, wenn die Zeit vom letzten Drehpunkt den zweiten Zeitgrenzwert CPTA erreicht hat.
• Aufgrund des vorangehend Gesagten, ist erkennbar, daß das beschriebenen System in der Lage ist, eine geringe Steuerstabaktivität anzuzeigen, ausgedrückt als die Überschreitung des Zeitwertes für eine Steuerstabkorrektur, sowie die Überschreitung geschieht. Die Anzeige der geringen Steuerstabaktivität und dadurch die der Symptome eines verminderten Bewußtseinsgrades erfordert deshalb keine Zeit hinter dieser Zeitmessung. Im Vergleich mit früher vorgeschlagenen Systemen, welche physiologische Messungen am Flugzeugführer oder eine Frequenzanalyse der Steuerstabbewegungen erforderten, ist die Reaktionszeit des erfindungsgemäßen Systems beträchtlich kürzer. Jeder unnötige Zeitverlust vom kritischen Augenblick an, wo die Symptome zuerst erscheinen, bis Maßnahmen dagegen getroffen werden, bedeutet natürlich, daß die ernsthafte Situation, die der Flugzeugführer erfährt, sich weiter verschlechtert. Der durch die Erfindung mögliche schnellere Prozeß verbessert deshalb in einem großen Ausmaß die Möglichkei ten, einen Flugzeugführer sofort zu warnen oder ihn vor dem G-LOC oder anderen ähnlichen Effekten zu warnen, die in Erscheinung getreten sind.
• Ein Darstellungssystem gemäß der Erfindung, das detaillierter und weiter ausgebildet ist als das durch 11 in Fig. 4 bezeichnete, ist aus Fig. 5 ersichtlich. Das Eingangssignal ist wie zuvor das Lenkungssignal DP, das der Winkelstellung des Steuerstabes entspricht, wobei in einem ersten Block 27, das Berechnungs- und Speicherfunktionen aufweist, das zeitabhängige Signal CPT kontinuierlich erzeugt wird, und zwar mit Hilfe des Eingangssignals und eines Taktimpulssignals, und wobei das zeitabhängige Signal dieselben Charakteristika wie oben beschrieben aufweist und hier auf einen Steuerschaltkreis 28 geführt wird. Darüber hinaus wird im Block 27 der Amplitudengradient für die letzte ausgeführte Steuerstabkorrektur bestimmt. Der Amplitudengradient wird durch die Amplitude CPDLAST während eines kurzen vorbestimmten Zeitwertes TPLAST innerhalb derselben Korrektur dargestellt. Der Signalwert CPDLAST wird auf eine erste Amplitudenvergleichseinrichtung 29 übertragen.
• Eine zweite Amplitudenvergleichseinrichtung 30 empfängt an ihrem ersten Eingang das Lenkungssignal DP und an ihrem zweiten Eingang den Anfangswert DPMAX, der das Lenkungssignal bezeichnet, das dem maximalen Lenkungsänderungswinkel des Steuerstabs entspricht, der unterschiedliche Werte in positiver und negativer Richtung von einer neutralen Stellung aus haben kann.
• Wenn nun zuerst angenommen wird, daß das Lenkungssignal kleiner als DPMAX ist, das die Vergleichseinrichtung 30 auf den Steuerschaltkreis 28 liefert, und daß ebenfalls CPDLAST gemessen worden ist und im Block 29 verglichen worden ist, daß die Steuerstabkorrektur nicht den Maximalwert CPDMAX innerhalb der Zeit TPLAST überschreitet, was zeigt, daß die Steuerstabkorrektur normal in bezug auf die Amplitude und Zeitableitung ist, geht das zeitabhängige Signal CPT unverändert von Steuerschaltkreis 28 auf eine erste Zeitvergleichseinrichtung 31. Am zweiten Eingang dieser Vergleichseinrichtung liegt der Wert CPTW, der auf dieselbe Weise wie in der Systemvariante von Fig. 4 einen ersten Zeitgrenzwert, der für eine Warnung vorbestimmt ist, festlegt. Dieser Wert ist vorzugsweise einstellbar, so daß dem System eine gewisse Flexibilität gegeben werden kann und eine Einstellung gemäß persönlicher Unterschiede der Flugzeugführer im Hinblick auf Toleranzen bezüglich des Belastungsfaktors und des Belastungsfaktorzuwachses gestattet. Es ist ebenfalls möglich, den CPT-Wert flugzustandsabhängig zu machen.
• Durch Vergleich wird im Block 31 festgestellt, ob der Wert des CPT Signals CPTW erreicht oder überschreitet. Das Ergebnis wird über eine Verbindung 33 auf die Steuerschaltung 28 zurückgeführt. Das CPT Signal am Ausgang 32 der Vergleichseinrichtung 31 wird auf drei Blöcke geführt, nämlich eine zweite Zeitvergleichseinrichtung 34 und einen ersten und zweiten Bedingungsblock 35 bzw. 36. In der zweiten Zeitvergleichseinrichtung 34 wird festgestellt, ob der Wert des CPT Signals einen zweiten programmierten Zeitgrenzwert CPTA erreicht oder überschreitet, der eine Bedingung für das Schalten des Flugzeuglenkungssystems auf automatischen Steuerungszustand bildet. Das Ergebnis des Vergleiches wird zum Steuerungsschaltkreis 28 über eine Verbindung 37 zurückgeführt.
• Im ersten Bedingungsblock 35 wird eine Überprüfung bewirkt, ob gewisse Kriterien für eine Anzeigefunktion des Darstellungssystems, die in das System 12 einzugeben sind, ausgeführt worden sind. Wenn dieses der Fall entsprechend zum System gemäß Fig.4 ist, sendet der Schaltkreis 22 ein Signal.
• Im zweiten Bedingungsblock 36 wird eine Überprüfung durch das CPT Signal ausgeführt, ob die Bedingung CPT ≥ CPTW ist und andere Warnkriterien, vgl. unten, erfüllt sind. Wenn dieses der Fall ist, liefert der Block ein Signal WARNUNG AN, wie zuvor über den Schaltkreis 23.
• Das CPT Signal am Ausgang 38 vom Block 34 wird auf einen dritten Bedingungsblock 39 gegeben. Analog zu dem, was unmittelbar vorher ausgeführt worden ist, wird ein AUTOMATISCHER STEUERUNGSZUSTAND AN vom Schaltkreis 24 abgegeben, wenn die Bedingung CPT ≥ CPTA ist und ebenfalls andere Bedingungen (vgl. unten) erfüllt sind.
• Die Maßnahmen, die auf diese Weise durch das Darstellungssystem auf eine festgestellte unnormale Lenkungsweise hin ausgeführt worden sind, werden nicht unterbrochen, bis die Lenkungsweise zu einer normalen zurückgeführt worden ist, womit gemeint ist, daß die Steuerstabkorrekturen anfangen so klein zu werden, daß der CPT Wert unterhalb des Zeitgrenzwertes CPTW liegt. Damit das System zur Feststellung in der Lage sein soll, daß diese Bedingung erfüllt ist, ist es erforderlich, daß das vom Steuerstab gelieferte Signal DP nochmals zwei oder mehr aufeinanderfolgende Drehpunkte zeigt, die eine oder mehrere Steuerstabkorrekturen mit einem derartigen kurzen Zeitintervall begrenzen.
• Sobald die Zeitvergleichseinrichtung 31 diese kurzen Zeitintervalle erfaßt, wird durch diese über die Verbindung 33 zum Steuerschaltkreis 28 erkannt, daß der Steuerschaltkreis geschaltet ist, so daß der Wert des CPT Signals auf den Wert 0 festgesetzt wird. Dieses hat zur Folge, daß das Signal, das den automatischen Steuerungszustand vom Block 34 über den Ausgang 38 ausgelöst hat, alternativ das Signal, das vom Block 31 kommt, wenn es lediglich eine Warnung gab, augenblicklich abgebrochen wird. Das Ergebnis wird sein, daß das Darstellungssystem anstatt dessen die Information AUTOMATISCHER STEUERUNGSZUSTAND AUS bzw. WARNUNG AUS liefert. Durch diese Handlung des Systems wird die Situation für den Flugzeugführer und das Flugzeug schnell wieder normal und das System hat seine gewöhnliche Überwachung der Lenkungsweise des Piloten wieder aufgenommen.
• Der Kurs, der gerade im Hinblick auf die Figuren 4 und 5 in bezug auf das An- und Ausschalten der Warnung und des automatischen Steuerungszustandes beschrieben worden ist, wird als primäre Funktion des Darstellungssystems angenommen und beruht lediglich auf der Zeitüberwachung der Steuerstabkorrekturen. Um ebenfalls andere Änderungen der Steuerungsweise mitzuumfassen, die symptomatisch für eine Verminderung oder einen Verlust des Bewußtseins sind, könnten dem Darstellungssystem gemäß Fig. 5 zusätzlich zu der primären Funktion die folgenden zusätzlichen Funktionen hinzugefügt werden, die die Kriterien für die Warnung und den automatischen Steuerungszustand betreffen. Unter Aufgabe der obigen Annahme, daß das Lenkungssignal DP kleiner als DPMAX ist, d.h. der gespeicherte Wert in der Amplitudenvergleichseinrichtung 30, und der Annahme, daß DPMAX überschritten ist, empfängt der Steuerschaltkreis 28 von der Vergleichseinrichtung hierüber eine Information. Einem Algorithmus entsprechend, der im Steuerschaltkreis geladen ist, wird dem zeitabhängigen Signal CPT, das vom Schaltkreis herkommt, der Wert CPTW zugeordnet, unabhängig davon, daß der Wert des Signals aufgrund einer langsamen Steuerstabbewegung diesen Grenzwert schon überschritten hat. Demzufolge geht der Signalwert CPTW aus einem Ausgang 32 der Zeitvergleichseinrichtung 31 heraus, was bedeutet, daß die Bedingung für WARNUNG AN erfüllt worden ist.
• Wenn der Wert des CPT Signals durch fortgesetzte Einstellung nach oben im Block 27 den Wert CPTW überschreiten sollte, der dern Signal vom Schaltkreis 28 zugewiesen worden ist und den zweiten Zeitgrenzwert CPTA erreicht, veranlaßt der Bedingungsblock 29 ungefähr auf dieselbe Weise wie oben für die primäre Funktion des Systems beschrieben, daß das Signal AUTOMATISCHE STEUERUNG AN ausgegeben wird. Signale für das Ausschalten des automatischen Steuerungszustandes und/oder der Warnung werden gemäß denselben Regeln wie vorangehend erwähnt ausgegeben, d.h. eines oder mehrere normale Steuerstabkorrekturen mit Drehpunktstellungen sind erforderlich, die DP < DPMAX und mit einer Dauer von CP < CPTW liefern. Wenn diese Ausschaltungsbedingung nicht erfüllt ist, wird das Einschalten beibehalten, woraufhin die Einstellung nach oben im gegenwärtigen CPT Wert fortgesetzt wird.
• Die eben beschriebenen zusätzliche Funktion schließt ein, daß das Darstellungssystem auf unnormale Lenkungsweise oder panikähnliche oder krampfartige Steuerstabkorrekturen mit extrem großer Amplitude reagiert, was als bekanntes Symptom für hohe Beschleunigungsbelastung ist.
• Steuerstabkorrekturen ähnlicher Art, aber ausgeführt mit extremer Schnelligkeit, können ebenfalls auftreten und mit Bedingungen, die in besonderer Weise in den Schaltkreisen kombiniert werden können, die das Steuersignal berechnen, können derartige Symptome ebenfalls als unnormale Steuerungsweise interpretiert werden.
• Eine derartige Kombination von Bedingungen kann sich auf den Wert CPDLAST beziehen, d.h. die Amplitude während eines kurzen vorbestimmten Zeitwertes TPLAST innerhalb der Steuerstabkorrektur in bezug auf den vorbestimmten Maximalwert CPDMAX, wobei CPDLAST und TPLAST zusammen die Zeitableitung der Signalfunktion darstellen. Wenn die Berechnung in der Vergleichseinrichtung 29 zeigt, daß CPDLAST &ge; CPDMAX ist, wird das System dieses als unnormale Steuerstabkorrektur interpretieren und das Signal von der Vergleichseinrichtung zum Steuerschaltkreis 28 führt zum zeitabhängigen Signal CPT am Steuerschaltkreis Ausgang, das augenblicklich den Zeitgrenzwert festlegt, der als Warnung CPTW zur Anwendung kommt, es sei denn, daß der Wert des Signals aufgrund einer langsamen Steuerstabkorrektur schon diesen Zeitgrenzwert überschritten hat.
• Das Signal WARNUNG AN wird nun abgegeben und in dem Falle, daß eine neue Steuerstabkorrektur in entgegengesetzter Richtung nicht augenblicklich erfaßt wird, wird das Signal AUTOMATISCHER STEUERUNGSZUSTAND AN so schnell folgen wie der weiter fortschreitende CPTW Wert nach oben auf den Zeitgrenzwert CPTA eingestellt worden ist.
• Wenn die vorerwähnte Kombination von Bedingungen nicht länger erfüllt ist und eine oder mehrere normale Steuerstabkorrekturen gemäß der Definition der vorgehenden zusätzlichen Funktion ausgeführt worden sind, wird die Unterbrechungsinformation auf die Verbindungen 24 und/oder 23 übertragen, so daß die Überwachungs- und Anzeigesysteme 10, 12 die Funktion für normalen Flug wieder erhalten.
• Zusätzlich zu den vorangehend beschriebenen Funktionen, die sich auf unnormale Lenkungszustände beziehen, die durch DP &ge; DPMAX in ersterem Fall charakterisiert sind und dadurch, daß CPDLAST &ge; CPDMAX während der Zeitperiode TPLAST im zweiten Falle ist, kann dem Überwachungssystem eine zusätzlich Funktion gegeben werden, die sich auf eine besondere normale Lenkungsweise bezieht, bei der die Aktivierung des Warnsignals und/oder des Schaltens auf einen automatischen Steuerungszustand nicht erforderlich ist. Der Fall, der hier mit besagter besonderer normaler Lenkungsweise gemeint ist, ist der Fall, daß der Flugzeugführer von einer Steuerstabänderung aus, die eine vorbestimmte Steuerstabänderung in einer Richtung überschreitet, in der das Steuerstabdrehmoment zunimmt, eine gleichmäßige Zunahme der Steuerstabänderung in besagter Richtung ausführt, bei der die Zunahme so langsam geschieht, daß die Aktivierung des Warnsignals und/oder das Schalten auf den automatischen Steuerungszustand normalerweise geschehen würde. Da jedoch das Drehmoment des Steuerstabes während der beschriebenen Steuerstabbewegung allmählich zunimmt und ein bestimmter Muskelaufwand durch den Flugzeugführer dabei erforderlich ist, wird er die Lenkung bei vollem Bewußtsein ausführen.
• Die zuletzt erwähnte zusätzliche Funktion ist in Fig. 5 mittels der gestrichelten Linien dargestellt. In einem Block 43, der mit einem vorbestimmten Lenkungssignalwert DP1 entsprechend der oben erwähnten vorbestimmten Steuerst abänderung versehen i st, wird ermittelt, ob das Lenkungssignal DP gleichmäßig und > DP1 ist, wobei hier angenommen wird, daß die Richtung, in der das Steuerstabdrehmoment zunimmt, der Zunahme des Lenkungssignals DP entspricht. Wenn das Lenkungssignal DP gleichmäßig ansteigt und DP > DP1 ist und der Block 43 über eine Verbindung zum Steuerschaltkreis 28 erkannt hat, daß dieses so ist, wird dem CPT Signal am Schaltkreisausgang der Wert 0 zugewiesen, was bedeutet, daß keine Aktivierung des Warnsignals und/oder des Schaltens auf automatischen Steuerungszustand geschieht, es sei denn, daß das Lenkungssignal DP den Wert DPMAX oder CPDLAST den Wert CPDMAX während der Zeitperiode TPLAST erreicht.

Claims (16)

1. Verfahren zur Überwachung der Lenkungsweise des Flugzeugführers im Lenkungssystem eines Kampfflugzeuges, wobei das System eine Lenkungssteuerung (9) umfaßt, die durch den Führer bei der Lenkung des Flugzeuges durch Lenkungsausschläge in zwei entgegen gesetzten Richtungen manövriert worden ist, und wobei ein Lenkungssignal (DP) erzeugt worden ist, das die Amplitude und die Richtung der Lenkungsausschläge anzeigt, und daß das Verfahren eine Analyse der Ausschläge umfaßt, um in den Falle, wo die Analyse eine unnormale Lenkungsweise zeigt, die durch einen verminderten Bewußtseinsgrad des Führers hervorgerufen sein kann, das System dazu veranlassen wird, ein Warnsignal in Betrieb zu setzen und auf einen automatischen Lenkungszustand umzuschalten, in dem die Hilfe des Führers nicht erforderlich ist, dadurch gekennzeichnet, das mittels des Lenkungssignals (DP) zu jedem Zeitpunkt, wo ein neuer Lenkungssauschlag unabhängig von seiner Größe in die entgegengesetzte Richtung zur der unmittelbar vorhergehenden ausgeführt wird, ein zeitabhängiges Signal (CPT) erzeugt wird, was der Zeit entspricht, die vom Augenblick an, wo die neuen Lenkungsausschläge begonnen worden sind, abgelaufen ist, und daß die Größe des zeitabhängigen Signals kontinuierlich mit einem vorbestimmten Zeitgrenzwert (CPTW, CPTA) verglichen wird, dessen Erreichen eine Bedingung für die Inbetriebsetzung des Warnsignals (V) und das Schalten auf einen automatischen Lenkungszustand (A) ist.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Wert (CPT) des zeitabhängigen Signals mit einem derart bestimmten Zeitgrenzwert (CPTW, CPTA) verglichen wird, daß es mittels eines beträchtlichen Spielraums das größte Zeitintervall für einen Lenkungsausschlag bei normalem Lenkungsbetrieb enthält, und daß die Inbetriebsetzung geschieht, wenn der Wert des zeitabhängigen Signals den Zeitgrenzwert erreicht.

3. Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Wert des zeitabhängigen Signals (CPT) zuerst mit einem ersten Zeitgrenzwert (CPTW) verglichen wird, wobei dessen Erreichen eine Bedingung für das Auslösen des Warnsignals (V) ist, wobei daraufhin in dem Fall, wo das zeitabhängige Signal größer zu werden beginnt, ein Vergleich mit einem zweiten Zeitgrenzwert (CPTA) ausgeführt wird, dessen Erreichen eine Bedingung für das Auslösen des Schaltens auf den automatischen Steuerungszustand (A) ist.

4. Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß gleichzeitig mit dem Vergleich mittels des Lenkungssignals (DP) überprüft wird, ob die Amplitude der Lenkungsausschläge innerhalb des höchsten erlaubten Wertes (DPMAX) bleibt, wobei die Auslösung des Warnsignals (V) in dem Falle geschieht, wenn dieser Wert überschritten wird, woraufhin das Schalten auf den automatischen Steuerungszustand (A) in dem Falle geschieht, wenn der Wert des zeitabhängigen Signals (CPT) den Zeitgrenzwert (CPTA) erreicht.

5. Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Auslösen des Warnsignals (V) dann geschieht, wenn ein vorbestimmter, hoher Amplitudenwert (CPDMAX) innerhalb eines vorbestimmten Zeitintervalls (TPLAST) überschritten wird, das kürzer als der Zeitgrenzwert (CPTW) ist, woraufhin das Schalten auf den automatischen Steuerungszustand (A) in dem Falle ausgeführt wird, wenn der Wert des zeitabhängigen Signals (CPT) den Zeitgrenzwert (CPTA) erreicht.

6. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß das Warnsignal (V) oder alternativ das Warnsignal und der automatische Steuerungszustand (A) ausgeschaltet wird bzw. werden, wenn das zeitabhängige Signal (CPT) zeigt, daß nach der Auslösung wieder Lenkungsausschläge erfolgen und besagte Bedingungen nicht länger erfüllt sind.

7. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Inbetriebsetzung flugzustandsabhängig ist, so daß das Warnsignal (V) und/oder das Schalten auf automatischen Lenkungszustand (A) nur dann in Betrieb gesetzt wird, wenn eine zusätzliche Bedingung erfüllt ist, die den gegenwärtigen Flugzustand betrifft, beispielsweise ein bestimmter Wert oder eine bestimmte Kombination von Werten der Flughöhe, der Geschwindigkeit, des Belastungsfaktors, des Rollwinkels oder des Flugbahnrichtungswinkels.

8. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Zeitgrenzwerte (CPTW, CPTA) und die Amplitudenwerte (DPMAX, CPDMAX) einstellbar sind, so daß der Flugzeugführer die Werte auswählen kann, die auf die entsprechenden aufihn passenden Erfahrungswerte eingestellt sind und eine normale Lenkungsweise charakterisieren.

9. Verfahren nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, daß der Wert des zeitabhängigen Signals (CPT) auf den ersten Zeitgrenzwert (CPTW) zunimmt, sobald der höchste erlaubte Amplitudenwert (DPMAX) oder der vorbestimmte hohe Amplitudenwert (CPDMAX) überschritten ist, so daß das Warnsignal (V) augenblicklich bei einem derartigen Überschreiten ausgelöst wird.

10. Vorrichtung in einem Lenkungssystem eines Kampfflugzeuges zur Darstellung der Lenkungsweise des Flugzeugführers, wobei das System eine Lenkungssteuerungseinrichtung (9) umfaßt, die durch den Fahrzeugführer durch Lenkungsausschläge in zwei entgegengesetzten Richtungen manövriert werden kann und die ein Lenkungssignal (DP) erzeugt, das die Amplitude und die Richtung der Lenkungsausschläge zeigt, sowie Mittel zur Durchführung einer Analyse der Lenkungsausschläge, um in dem Falle, wo die Analyse eine unnormale Lenkungsweise zeigt, die durch einen verminderten Bewußtseinsgrad des Führers hervorgerufen sein kann, das System dazu zu veranlassen, ein Warnsignal in Betrieb zu setzen und auf einen automatischen Lenkungszustand umzuschalten, in dem die Hilfe des Führers nicht erforderlich ist, dadurch gekennzeichnet, daß die Mittel eine Zeitberechnungseinrichtung (18; 27) umfassen, auf die das Lenkungssignal (DP) geführt wird, und die derart ausgebildet ist, daß zu jedem Zeitpunkt ein Lenkungssignal anzeigt, daß ein neuer Lenkungsausschlag unabhängig von seiner Größe in die entgegengesetzte Richtung zu der unmittelbar vorhergehenden ausgeführt wird und ein zeitabhängiges Signal (CPT) ausgegeben wird, dessen Größe mit der Zeit übereinstimmt, die von dem Augenblick an abläuft, wo die neue Lenkungsabweichung begonnen wird, sowie Vergleichseinrichtungen (20, 21; 31, 34), um das zeitabhängige Signal mit einem vorbestimmten Zeitgrenzwert (CPTW, CPTA) zu vergleichen, dessen Erreichen eine Bedingung für die Inbetriebsetzung des Warnsignals und das Schalten auf einen automatischen Lenkungszustand ist.

11. Vorrichtung nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Vergleichseinrichtungen einen ersten Schaltkreis (20; 21) umfassen, der zwischen die Zeitberechnungseinrichtung (18; 27) und einer Anzeige (12, 4, 6, 8) geschaltet ist, der durch den Flugzeugführer beobachtet werden kann, wobei der Schaltkreis zum Vergleich des zeitabhängigen Signals (CPT) mit einem ersten, für die Inbetriebsetzung des Warnsignals vorbestimmten Zeitgrenzwert dient und dazu, die Anzeige dazu zu veranlassen, das Warnsignal (V) auszugeben, wenn der erste Zeitgrenzwert erreicht ist.

12. Vorrichtung nach Anspruch 10 oder 11, dadurch gekennzeichnet, daß die Vergleichseinrichtungen einen zweiten Schaltkreis (21;34) umfassen, der zwischen die Zeitberechnungseinrichtung (18; 27) und einer Wirkeinrichtung im Steuersystem (10) geschaltet ist, wobei der zweite Schaltkreis zum Vergleich des zeitabhängigen Signals (CPT) mit einem zweiten Zeitgrenzwert (CPTA) dient, der für die Inbetriebsetzung des Schaltens auf automatischen Lenkungszustand vorbestimmt ist, und dazu, die Wirkeinrichtung zu veranlassen, das Schalten auf automatischen Lenkungszustand zu bewirken, wenn der zweite Zeitgrenzwert erreicht ist.

13. Vorrichtung nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß für das Zusammenwirken mit den Vergleichseinrichtungen ein dritter Schaltkreis (19) vorhanden ist, der parallel zum ersten Schaltkreis (20) geschaltet ist, um das zeitabhängige Signal (CPT) mit einem Zeitschwellenwert (REF) zu vergleichen, der kleiner als der erste Zeitgrenzwert (CPTW) ist, und kontinuierlich auf die Anzeige (12) ein Differenzsignal zu liefern, das das Anwachsen des zeitabhängigen Signals für jeden Lenkungsausschlag anzeigt.

14. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 10 bis 12, dadurch gekennzeichnet, daß die Vergleichseinrichtungen (20, 21; 31, 34) zum Abschalten des Warnsignals oder zum Abschalten des Warnsignals und des automatischen Lenkungszustandes dienen, wenn der fortlaufende Vergleich anzeigt, daß die Bedingungen nicht länger erfüllt sind.

15. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 10 bis 13, die in einem Flugzeug enthalten ist, dadurch gekennzeichnet, daß die Signalübertragung zu den Zeitberechnungseinrichtungen (18; 27) oder zu den Vergleichseinrichtungen (31, 34) durch eine Verbindung (15, 16; 18) flugzustandsabhängig ist, die sich nach den Daten richtet, die die momentane Flugbedingung, wie beispielsweise die Flughöhe, die Geschwindigkeit, den Belastungsfaktor, den Rollwinkel oder den Flugbahnwinkel anzeigen, betreffen, und die die Signalübertragung unterbrochen hält, so lange wie vorbestimmte Flugzustandsdaten nicht erhalten werden.

16. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 10 bis 13, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung Einstellungseinrichtungen umfaßt, durch die die Zeitgrenzwerte und die Amplitudengrenzwerte voreingestellt werden können, so daß sie individuell auf die auf den Flugzeugführer angepaßten Erfahrungswerte eingestellt werden können.