DE1067310B

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Publication number: DE1067310B
Application number: DENDAT1067310D
Authority: DE
Publication date: 1959-10-15

Description

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DEUTSCHES

PATENTAMT

AUS LEGES CH RI FT 1067310

B41781XI/62b

ANMELDETAG: 17. SEPTEMBER 1956

BEKANNTMACHUNG DER ANMELDUNG DND AUSGABE DER

AUS LE GE S CH RI FT: 15. OKTOBER 1959

Bei automatischen Steuerungen von Flugzeugen verwendet man für die Höhen- oder Tiefensteuerung einen automatischen Steuerfaktor, welcher den Längsneigungswinkel angibt und im allgemeinen durch einen Lotkreisel bestimmt wird.

Auch andere-Hilfsfaktoren können den Steuerfaktor begünstigen, und es ist bekannt, die Geschwindigkeit der Änderung des Längsneigungswinkels, die sich aus der Kippgeschwindigkeitlängsneigung sowie der Abweichung des Flugzeuges von einer bestimmten Höhe und der Geschwindigkeit dieser Höhenveränderung ergibt, zu verwenden. Im allgemeinen sind der oder die Steuerfaktoren mit Rückkopplungsfaktoren kombiniert, welche die Stellung und oft die'Stellgeschwindigkeit angeben und durch die Einstellung der Ruderflächen selbst hervorgebracht werden.

Die bisher bekannten Verfahren zur Höhensteuerung entsprechen jedoch nicht mehr den heutigen optimalen Amorderungen an die Flugbedingungen und ^s wird daher von einer modernen Höhensteuerung erwartet, •daß damit Änderungen der Flughöhe, die entweder selbsttätig durch Korrekturänderungen bei einer Störung oder durch die Handsteuerung des Piloten hervorgerufen werden, bei · einer angenähert konstanten Steig- oder Sinkgeschwindigkeit durchführbar sind.

Erfindungsgemäß wird ein Verfahren zur automatischen. Höhensteuerung eines Flugzeuges vorgeschlagen, bei welchem nicht mehr der Kipplängsneigungswinkel, sondern vielmehr die Geschwindigkeit der Flöhenänderung (d. h. als die Steiggeschwindigkeit oder die Sinkgeschwindigkeit oder der Vertikalgeschwindigkeit) die Rolle des Hauptsteuerfaktors spielt. Man hat festgestellt, daß ein derartiges Steuerverfahren mit den später beschriebenen Vorrichtungen ein äußerst geschmeidiges und sehr viel gleichmäßigeres Manövrieren gestattet als die klassischen Steuerverfahren als Funktion des Kipplängsneigungswinkels.

Im allgemeinen ruft der Einschlag der Steuerflächen zunächst eine Änderung der Längsneigung des Flugzeuges hervor und wirkt sich nicht vor Ablauf eines gewissen verhältnismäßig kurzen Zeitintervalls auf die Vertikalgeschwindigkeit aus. Ein Kommando als Funktion der Steiggeschwindigkeit oder Sinkgeschwindigkeit ist jedoch von vornherein träge. Um diese Schwierigkeit zu überwinden, wird erfindungsgemäß ein Ruderstellmotor neben dem Signal der Vertikalgeschwindigkeit mit einem Signal des Kipplängsneigungswinkels versorgt; dieses Übergangssignal dient als zeitweiliger Steuerfaktor bis zu dem Moment, wo die Steig- oder Sinkgeschwindigkeit stabilisiert ist.

Das erfindungsgemäße Verfahren zur automatischen Höhensteuerung von Flugzeugen kennzeichnet sich durch die Einspeisung eines von der Geschwindigkeit

Verfahren und Vorrichtung
zur automatischen Höhensteuerung
von Flugzeugen

Anmelder:
Bendix Aviation Corporation,
'NewYork, N.Y. (V.St.A.)

Vertreter: Dr.-Ing. H. Negendank_i Patentanwalt, Hamburg 36, Neuer Wall 41

Beanspruchte Priorität: V. St. v. Amerika vom 22. September 1955 „

John Chester Owen, Grand Rapids, Mich. (V. St. A.), ist als Erfinder genannt worden

der Höhenänderung abhängigen Signals als Steuerfaktor zur Verstellung des Flugzeugruders, wobei das Signal bei Auftreten einer Längsneigungsänderung des Flugzeuges durch ein vorübergehendes Längsneigungssignal unterstützt wird.

Zur Durchführung dieses erfindungsgemäßen Verfahrens wird eine automatische Steuerung verwendet, die dadurch gekennzeichnet ist, daß eine Einrichtung vorgesehen ist, die ein Signal hervorbringt, welches der tatsächlichen Geschwindigkeit der Höhenänderung entspricht, und daß eine weitere Einrichtung vorhanden ist, die von Hand betätigt wird und ein Signal hervorbringt, welches dem zuerst erwähnten Signal entgegengesetzt ist, wobei die Resultierende beider Signale zusammen mit einem vorübergehenden Längsneigungssignal dem Höhenruderstellmotor zugeführt wird.

Ein Ausführungsbeispiel ist in der Zeichnung dargestellt und wird an Hand eines Schaltbildes beschrieben.

Das Höhensteuer des Flugzeuges wird über ein zwischengeschaltetes Reduziergetriebe und eine Kupplung von einem Wechselstromstellmotor 70, beispielsweise einem Zweiphasenmotor, angetrieben.

Der Motor 70 wird von einem Verstärker 80 erregt, welcher von der algebraischen Summe mehrerer direkter und rückgekoppelter Steuersignale gespeist wird.

909 638/31

Die Rückkopplungssignale, welche der Verstärker über ein Potentiometer 65 erhält, bestehen einerseits aus einem Rückkopplungssignal der Position und andererseits aus einem Rückkopplungssignal der Geschwindigkeit. Das Rückkopplungssignal der Position wird von der Sekundärwicklung 68 eines Induktionssignaltransformators 69 hervorgerufen, dessen Primärspule 71 von der Ausgangswelle des Reduktionsgetriebes des Motors 70 angetrieben wird. Das Rückkopplungssignal der Geschwindigkeit wird von der Ausgangswicklung 66 eines von dem Motor 70 angetriebenen Geschwindigkeitsgenerators 67 geliefert.

Die direkten Steuersignale werden in Serie mit dem Potentiometer 65 unter Zuhilfenahme zweier in Serie in die Leitung 93 gelegter Widerstände 56 und 63 eingespeist.

Der erste dieser Widerstände 63 ist der Sekundärspule 62 eines Induktionssignaltransformators 60 parallel geschaltet. Die Primärspule 61 dieses Transformators wird von der Welle eines Längskreisels 64 proportional zu der Drehgeschwindigkeit des Flugzeuges um seine Kippachse angetrieben und liefert ein Wechselsignal, dessen Phasenlage und Amplitude der Richtung und der Größe dieser Drehgeschwindigkeit entsprechen.

Der zweite Widerstand 56 ist der Sekundärspule eines Transformators 55 parallel geschaltet, der mit der Anode einer Triode 54 verbunden ist. Das Gitter dieser Triode wird von drei in Serie befindlichen Signalen erregt, und zwar von einem Signal, welches die Höhenabweichung anzeigt, einem Signal, welches die Geschwindigkeit dieser Veränderung der Abweichung angibt, und einem Signal, welches durch den Steuerknüppel 39 ausgelöst worden ist. Die beiden ersten Signale werden, wie weiter unten gezeigt wird, von einem barometrischen Höhenmesser 20 erhalten.

Der barometrische Höhenmesser 20 wirkt über ein Gestänge 22 auf den Kern 23 eines veränderlichen Signaltransformators 24 mit zwei ausgeglichenen Primärspulen 25. Die Sekundärspule 26 wird über einen Verstärker 27 von einem zweiphasigen Stellmotor 29 versorgt. Dieser verteilt über ein Untersetzungsgetriebe 31 und über eine kinematische Verbindung 32 das Gehäuse des Transformators 24 derart, daß die Symmetrie der relativen Stellung zwischen den Primärspulen 25 und dem Kern 23 wiederhergestellt wird. Der Servomotor 29 treibt einerseits einen Geschwindigkeitsgenerator 33 an, dessen Ausgangsspule 34 unter Zuhilfenahme eines Widerstandes ein Geschwindigkeitssignal in Reihe mit dem von der Sekundärspule 26 vom Verstärker 27 gelieferten Signale einspeist. Dieses Signal bildet gleichfalls das Signal für die Geschwindigkeit der Höhenänderung, welches dem Gitter der Triode 54 zugeführt wird. Der Servomotor 29 treibt schließlich über ein zwischengeschaltetes Untersetzungsgetriebe 31 und über eine normalerweise im Eingriff stehende elektromagnetische Kupplung 44 den Rotor 46 an, welcher die Primärwicklung eines Induktionstransformators 41 trägt. Die Sekundärwicklung dieses Transformtaors erzeugt unter Zuhilfenahme eines Widerstandes für das Gitter der Triode 54 in Reihe mit dem von dem Geschwindigkeitsgenerator 33 gespeisten Signal das obenerwähnte Höhenabweichsignal.

Im Falle eines Abweichens des Flugzeuges von der vorgeschriebenen Höhenlage wirkt demnach der barometrische Höhenmesser 20 auf den Kern 23, um den veränderlichen Transformator 24 aus dem Gleichgewicht zu bringen und ein wechselndes Signal auszusenden, das über den Verstärker 27 den Servomotor 29

dreht. Dieser wirkt über das Untersetzungsgetriebe 31 auf den Transformator 24 derart, daß die von ihm ausgesandte, das Gleichgewicht störende Spannung auf Null verringert wird. Außerdem stabilisiert das von dem Geschwindigkeitsgenerator 33 eingespeiste Geschwindigkeitsrückkopplungssignal die Steuerung des Transformators 24 und verhindert Schwingungen um die Gleichgewichtslage.

Somit entspricht die Spännung an dem Widerstand, welcher der Sekundärspule des von dem Motor 29 angetriebenen Transformators 41 parallel geschaltet ist, bezüglich Phasenlage und Amplitude der Richtung und der Größe der Abweichung von der Höhe des Flugzeuges gegenüber der vorgeschriebenen Höhe.

Andererseits entspricht die Spannung an dem Widerstand, welcher der Wicklung 34 des Geschwindigkeitsgenerators parallel geschaltet ist, ebenso der Geschwindigkeit der Höhenänderung des Flugzeuges, d. h. also, der nach oben oder unten gerichteten Geschwindigkeit oder der Vertikalgeschwindigkeit.

Der dritte, in Serie befindliche Widerstand im Gitterkreis der Triode 54 ist der Sekundärspule 36 eines Induktionstransformators 37 parallel geschaltet, dessen Primärspule durch die Wirkung eines von Hand betätigten Steuerknüppels 39 gedreht werden kann. Bevor der Steuerknüppel 39 betätigt werden kann, ist es notwendig, durch Druck auf den Knopf 40 den Steuerknüppel zu entriegeln, wodurch der normalerweise geschlossene Kontakt 42-45 geöffnet wird und den Erregerkreis einer Wicklung43 einschaltet, welche die elektromagnetische Kupplung 44 steuert. Diese wird nun ausgerückt und verhindert einen Antrieb des Rotors 46 des Transformators 41, welcher über den Motor 29 das Höhenabweichsignal liefert.

Verschiebt man nun den Steuerknüppel 39, so wird an den Klemmen der Sekundärspule 36 des Handsteuertransformators 37 ein Spannungssignal hervorgebracht, welches dem Drehwinkel des Steuerknüppels 39 entspricht. Dadurch wird ein Signal in die Kette eingespeist, welches die Steig- oder Sinkgeschwindigkeit steuert. Diese beiden zugeführten Spannungen, die durch die Wicklung 34 des Geschwindigkeitsgenerators 33 bzw. durch die Wicklung 36 des Handsteuertransformators 37 zugeführt werden, sind gegenphasig, so daß ihre Resultierende die Abweichung darstellt, die zwischen der tatsächlichen Steiggeschwindigkeit und der geforderten Steiggeschwindigkeit liegt.

Die algebraische Summe der Höhenabweichsignale und der vertikalen Geschwindigkeitsänderungssignale werden von dem Widerstand 56 in die Signalkette des Ruderstellmotors 70 eingespeist. Darüber hinaus wird ein zeitweiliges Stabilisierungssignal in die Signalkette in Reihe mit den obenerwähnten Signalen eingespeist, welches dem Längsneigungswinkel des Flugzeuges entspricht, und dieses Signal verschwindet nach einer gewissen Zeit von selbst.

Aus diesem Grunde ist ein mit 85 bezeichneter Lotkreisel vorgesehen, dessen sich in Längsrichtung erstreckende Aufhängeachse den Rotor steuert, der mit einer Primärspule 86 eines Drehfeldgebers 87 verbunden ist. Die drei Statorwicklungen 88 dieses Drehfeldgebers 87 sind jeweils mit den drei Statorwicklungen 89 eines Drehfeldnehmers 90 verbunden. Die Wicklung des Rotors 91 liefert über einen Widerstand ein Spannungssignal, welches in die Leitung 93 in Reihe mit den vorgenannten Signalen eingespeist wird.

Der Rotor 91 wird jedoch über ein zwischengelegtes Untersetzungsgetriebe 98 von einem Zweiphasenmotor 97 angetrieben. Dieser Zweiphasenmotor 97 wird von einem Verstärker 95 erregt, der über eine Leitung 94

Claims

mit dem Spaniiungssignal versorgt wird, welches von dem Rotor 91 des Drehfeldnehmers 90 geliefert wird. Der Verstärker 95 empfängt darüber hinaus in Reihe mit diesem Signal und in entgegengesetzter Phase die Spannung, die von der Ausgangswicklung 99 eines Geschwindigkeitsgenerators 96 geliefert wird, wobei der Geschwindigkeitsgenerator 96 vom Motor 97 angetrieben wird. Somit bringt der Motor 97 den Rotor 91 in seine neutrale Stellung zurück und unterdrückt so das Längsneigungssignal mit einer Geschwindigkeit, die der Signalgröße entspricht. Nimmt man nun an, daß das Flugzeug in einer bestimmten vorbeschriebenen Höhe fliegt und der Pilot beispielsweise höher fliegen möchte, so zieht er den Steuerknüppel 39 und verstellt ihn um einen Winkel, welcher der gewünschten Steiggeschwindigkeit entspricht. Der Rotor 46 des Transformators 41 für das Höhensignal wird sofort von dem Motor 29 abgekuppelt. Das von dem Transformator 36 erzeugte Signal dreht den Ruderstellmotor 70 und bewegt das Höhenruder nach oben. Das von dem Potentiometer 65 gelieferte Rückkopplungssignal gleicht das Handsignal aus, um das Ruder in einer bestimmten Winkelstellung zu halten. Das Flugzeug nimmt nun eine derartige Steiglage ein, daß unter der Steuerung des Lotkreisels 85 der Drehfeldnehmer 90 ein Längsneigungssignal aussendet, welches bestrebt ist, den Motor 70 zurückzudrehen und den Einschlag der Steuerfläche zu verringern. Wenn das Flugzeug eine gewisse Steiggeschwindigkeit erreicht hat, sendet der Generator 33 ein Signal aus, welches auch das Bestreben zeigt, den Motor 20 in dem Sinne zu drehen, um den Rudereinschlag zu verringern. Das Längsneigungssignal verschwindet mehr oder weniger schnell; der Zeitraum reicht aber zur Stabilisierung der Steiggeschwindigkeit des Flugzeuges aus, so daß der Einstellwinkel, auf den die Ruderfläche endgültig stabilisiert ist, mit der durch den Steuerknüppel eingesteuerten Steiggeschwindigkeit übereinstimmt. Das Flugzeug steigt nun mit einer gewählten Vertikalgeschwindigkeit weiter, bis der Pilot den Steuerknüppel 39 in seine Mittellage zurückbringt. In diesem Moment kehrt das Flugzeug in die Normallage zurück, und der Höhenmeßtransformator 41 wird gleichzeitig wieder eingekuppelt, um die Höhenstabilisierung wieder einzuführen. Beim Horizontalflug wirkt die vertikale Stabilisation des Flugzeuges bei nicht betätigtem Steuerknüppel 39 unter analogen Bedingungen. Die Abweichungen auf Grund von äußeren Störungen, welche bei Längsneigungsbewegungen des Flugzeuges auftreten, werden außerdem zunächst durch das Kippsignal korrigiert, welches unter der Steuerung des Lotkreisels ausgesendet wird, und anschließend durch das von dem Generator 33 ausgesandte Vertikalgeschwindigkeitssignal. Darüber hinaus wird unter diesen Bedingungen ein Höhensignal erzeugt, so daß Störungen, welche die Höhe des Flugzeuges ohne Änderung der Längsneigung beeinflussen, beispielsweise Steig- oder Sinkbewegungen, in gleicher Weise korrigiert werden. In allen Fällen speist das Längsneigungsgeschwindigkeitssignal, welches unter der Steuerung des Längskreisels 64 ausgesendet wird, einen zusätzlichen Stabilisationsfaktor bekannter, Art ein. 65 Patentansprüche:

1. Verfahren zur automatischen Höhensteuerung von Flugzeugen, gekennzeichnet durch die Ein-

speisung eines von der Geschwindigkeit der Höhen änderung abhängigen Signals als Steuerfaktor zur Verstellung des Flugzeughöhenruders, wobei das Signal bei Auftreten einer Längsneigungsänderung des Flugzeuges durch ein vorübergehendes Längsneigungssignal unterstützt wird.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Längsneigungssignal allmählich mit einer Geschwindigkeit verschwindet, die mit der Größe des Signals zunimmt, so daß es im wesentlichen nach Erreichen einer stabilisierten Steig- oder Sinkgeschwindigkeit und nach einer gewissen, dafür nötigen Zeit verschwunden ist.

3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß zur Handsteuerung des Flugzeuges dem Höhenruder ein Signal mitgeteilt wird, welches der Differenz zwischen dem tatsächlichen Höhenänderungsgeschwindigkeitssignal und einem von Hand mitgeteilten Signal entspricht, welches letztere der gewünschten Steig-oder Sinkgeschwindigkeit entspricht.

4. Verfahren nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß ein weiteres Höhenabweichsignal verwendet wird.

5. Verfahren nach Anspruch 3 und 4, dadurch gekennzeichnet, daß Änderungen des Höhenabweichsignals zeitweilig während der Einführung des Handsignals eingestellt werden.

6. Verfahren nach Anspruch 1 bis 5, gekennzeichnet durch den weiteren Gebrauch eines Längsneigungsgeschwindigkeitssignals.

7. Automatische Steuervorrichtung von Flugzeugen zur Durchführung des Verfahrens nach Anspruch 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß sie aus einer Einrichtung (20, 24, 29, 33) besteht, die ein Signal hervorbringt, welches der tatsächlichen Geschwindigkeit der Höhenänderung entspricht und einer von Hand betätigten Einrichtung (39,37), die ein Signal hervorbringt, welches dem vorhergehenden Signal entgegengesetzt ist, wobei die Resultierende beider Signale zusammen mit einem vorübergehenden Längsneigungssignal dem Servomotor (70) des Höhenruders zugeführt werden.

8. Vorrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß das vorübergehende Längsneigungssignal am Ausgang eines elektrischen Signaltransformators (90) erhalten wird, welcher an seinem Eingang ein Signal erhält, welches dem Steigwinkel des Flugzeuges entspricht, wobei der Transformator (90) in seine neutrale Stellung durch einen Motor (97) gebracht wird, welcher sowohl mit dem Ausgang des Transformators (90) selbst und von einem Geschwindigkeitssignal erregt wird, welches proportional der Arbeitsdrehzahl dieses Motors (97) ist.

9. Vorrichtung nach Anspruch 7 und 8, dadurch gekennzeichnet, daß das Höhenabweichungssignal von einem Signaltransformator (41) erzeugt wird, welcher in Abhängigkeit von einer Höhenmeßvorrichtung (20) angetrieben wird, wobei der Antrieb automatisch bei Betätigung der Handvorrichtung (39) unterbrochen wird.

10. Vorrichtung nach Anspruch 7 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß das Signal der Höhenänderungsgeschwindigkeit an der Ausgangsseite eines Geschwindigkeitsgenerators (33) erhalten wird, der von einem durch zwei entgegengesetzte Spannungen erregten Motor (29) angetrieben wird, wobei die eine Spannung von einem Signaltransformator (24) erzeugt wird, der von der Höhenmeß-

vorrichtung (20) angetrieben wird, während die andere von dem Geschwindigkeitsgenerator (33) selbst erzeugt wird und wobei weiterhin der Motor (29) kontinuierlich arbeitet, um diesen Signaltransformator (24) in seine Ruhestellung zurückzuführen.

11. Vorrichtung nach Anspruch 9 und 10, dadurch gekennzeichnet, daß der Höhenabweichsignaltransformator (41) von dem RückStellmotor (29) über eine Kupplung (44) angetrieben wird, welche bei Verschiebung der Handsteuerung (39, 37) aus der Mittelstellung ausgerückt wird.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen