DE1067310B

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

Description

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DEUTSCHESGERMAN

PATENTAMTPATENT OFFICE

AUS LEGES CH RI FT 1067310FROM LEGES CH RI FT 1067310

B41781XI/62bB41781XI / 62b

ANMELDETAG: 17. SEPTEMBER 1956REGISTRATION DATE: SEPTEMBER 17, 1956

BEKANNTMACHUNG DER ANMELDUNG DND AUSGABE DERNOTICE THE REGISTRATION DND ISSUE OF

AUS LE GE S CH RI FT: 15. OKTOBER 1959FROM LE GE S CH RI FT: OCTOBER 15, 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.With automatic controls of aircraft one uses one for the altitude or depth control automatic control factor, which indicates the pitch angle and generally by a Gyro is determined.

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.Other auxiliary factors can also favor the control factor, and it is known that the speed the change in the pitch angle resulting from the pitch rate pitch and the deviation of the aircraft from a certain altitude and the speed of this altitude change, to use. In general, the control factor or factors are combined with feedback factors, which indicate the position and often the setting speed and the setting of the control surfaces are produced by themselves.

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.However, the previously known methods for height control no longer correspond to today's optimal ones Demands on the flight conditions and ^ s is therefore expected from a modern altitude control, • That changes in flight altitude, either automatically through correction changes in the event of a disturbance or caused by the pilot's hand control, at an approximately constant Rate of rise or fall are feasible.

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.According to the invention a method for automatic. Proposed altitude control of an aircraft, at which no longer the tilt angle, but rather the speed the flea change (i.e. as the rate of climb or descent or the vertical speed) plays the role of the main control factor. It has been found that such a control method with the devices described later, it is extremely smooth and much more uniform Maneuvering is permitted as the classic control method as a function of the tilt angle.

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.In general, the impact of the control surfaces initially causes a change in the pitch of the aircraft and does not affect the Vertical speed off. A command as a function of the rate of climb or descent is, however, sluggish from the start. In order to overcome this difficulty, the invention a rudder motor in addition to the signal of the vertical speed with a signal of the tilt angle provided; this transition signal serves as a temporary control factor until the moment where the rate of climb or descent is stabilized.

Das erfindungsgemäße Verfahren zur automatischen Höhensteuerung von Flugzeugen kennzeichnet sich durch die Einspeisung eines von der GeschwindigkeitThe method according to the invention for automatic altitude control of aircraft is characterized by feeding one of the speed

Verfahren und Vorrichtung
zur automatischen Höhensteuerung
von FlugzeugenMethod and device
for automatic height control
of aircraft

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

Vertreter: Dr.-Ing. H. Negendank_i Patentanwalt, Hamburg 36, Neuer Wall 41Representative: Dr.-Ing. H. Negendank _i patent attorney, Hamburg 36, Neuer Wall 41

Beanspruchte Priorität: V. St. v. Amerika vom 22. September 1955 „Claimed priority: V. St. v. America from September 22, 1955 "

John Chester Owen, Grand Rapids, Mich. (V. St. A.), ist als Erfinder genannt wordenJohn Chester Owen, Grand Rapids, Mich. (V. St. A.), has been named as the inventor

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.the change in altitude dependent signal as a control factor for adjusting the aircraft rudder, with the Signal when a change in pitch of the aircraft occurs through a temporary pitch signal is supported.

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.An automatic control is used to carry out this method according to the invention, which is characterized in that a device is provided which produces a signal which corresponds to the actual speed of the change in altitude, and that another device is available which is operated by hand and produces a signal similar to the first mentioned signal is opposite, the resultant of both signals along with a transient pitch signal is fed to the elevator servomotor.

Ein Ausführungsbeispiel ist in der Zeichnung dargestellt und wird an Hand eines Schaltbildes beschrieben. An exemplary embodiment is shown in the drawing and is described using a circuit diagram.

Das Höhensteuer des Flugzeuges wird über ein zwischengeschaltetes Reduziergetriebe und eine Kupplung von einem Wechselstromstellmotor 70, beispielsweise einem Zweiphasenmotor, angetrieben.The aircraft's altitude control is controlled by an interposed reduction gear and a clutch driven by an AC servomotor 70, for example a two-phase motor.

Der Motor 70 wird von einem Verstärker 80 erregt, welcher von der algebraischen Summe mehrerer direkter und rückgekoppelter Steuersignale gespeist wird.The motor 70 is excited by an amplifier 80 which is more direct from the algebraic sum of several and fed back control signals.

909 638/31909 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.The feedback signals which the amplifier receives via a potentiometer 65 consist on the one hand of a feedback signal of the position and on the other hand of a feedback signal of the speed. The position feedback signal is generated by the secondary winding 68 of an induction signal transformer 69 , the primary coil 71 of which is driven by the output shaft of the reduction gear of the motor 70. The feedback signal of the speed is provided from the output winding 66 of a speed generator 67 driven by the motor 70 .

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. The direct control signals are fed in in series with the potentiometer 65 with the aid of two resistors 56 and 63 placed in series in the line 93 .

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.The first of these resistors 63 is connected in parallel to the secondary coil 62 of an induction signal transformer 60. The primary coil 61 of this transformer is driven by the shaft of a longitudinal gyro 64 proportional to the rotational speed of the aircraft around its tilt axis and supplies an alternating signal, the phase position and amplitude of which correspond to the direction and magnitude of this rotational speed.

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.The second resistor 56 is connected in parallel to the secondary coil of a transformer 55 , which is connected to the anode of a triode 54 . The grid of this triode is excited by three signals in series, namely a signal which indicates the height deviation, a signal which indicates the speed of this change in the deviation, and a signal which has been triggered by the control stick 39 . The first two signals are obtained from a barometric altimeter 20 , as will be shown below.

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. The barometric altimeter 20 acts via a linkage 22 on the core 23 of a variable signal transformer 24 with two balanced primary coils 25. The secondary coil 26 is supplied by a two-phase servomotor 29 via an amplifier 27. This distributes the housing of the transformer 24 via a reduction gear 31 and via a kinematic connection 32 in such a way that the symmetry of the relative position between the primary coils 25 and the core 23 is restored. The servomotor 29 drives on the one hand a speed generator 33 , the output coil 34 of which feeds a speed signal in series with the signals supplied by the secondary coil 26 from the amplifier 27 with the aid of a resistor. This signal also forms the signal for the speed of the change in altitude, which is fed to the grid of the triode 54. The servomotor 29 finally drives the rotor 46 , which carries the primary winding of an induction transformer 41 , via an interposed reduction gear 31 and a normally engaged electromagnetic clutch 44. The secondary winding of this transformer generates the above-mentioned altitude deviation signal with the aid of a resistor for the grid of the triode 54 in series with the signal fed by the speed generator 33.

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 In the event of the aircraft deviating from the prescribed altitude, the barometric altimeter 20 acts on the core 23 in order to unbalance the variable transformer 24 and to send out a changing signal which is sent to the servomotor 29 via the amplifier 27

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.turns. This acts via the reduction gear 31 on the transformer 24 in such a way that the voltage which it sends out and disturbs the equilibrium is reduced to zero. In addition, the speed feedback signal fed in by the speed generator 33 stabilizes the control of the transformer 24 and prevents oscillations about the equilibrium position.

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.Thus, the voltage at the resistor, which is connected in parallel to the secondary coil of the transformer 41 driven by the motor 29, corresponds in terms of phase position and amplitude to the direction and size of the deviation from the altitude of the aircraft compared to the prescribed altitude.

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.On the other hand, the voltage across the resistor, which is connected in parallel to the winding 34 of the speed generator, also corresponds to the speed of the change in altitude of the aircraft, ie the upward or downward speed or the vertical speed.

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.The third resistor in series in the grid circuit of the triode 54 is connected in parallel to the secondary coil 36 of an induction transformer 37 , the primary coil of which can be rotated by the action of a manually operated stick 39. Before the joystick 39 can be operated, it is necessary to unlock the joystick by pressing the button 40 , whereby the normally closed contact 42-45 is opened and the excitation circuit of a winding 43 which controls the electromagnetic clutch 44 is switched on. This is now disengaged and prevents a drive of the rotor 46 of the transformer 41, which supplies the height deviation signal via the motor 29.

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.If the control stick 39 is now moved, a voltage signal is produced at the terminals of the secondary coil 36 of the manual control transformer 37 , which signal corresponds to the angle of rotation of the control stick 39. This feeds a signal into the chain that controls the rate of climb or descent. These two voltages fed through the winding 34 of the speed generator 33 and through the winding 36 of the manual control transformer 37 are in phase opposition, so that their resultant represents the deviation between the actual rate of climb and the required rate of climb.

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.The algebraic sum of the altitude deviation signals and the vertical speed change signals are fed into the signal chain of the rudder servomotor 70 by the resistor 56. In addition, a temporary stabilization signal is fed into the signal chain in series with the above-mentioned signals, which corresponds to the pitch angle of the aircraft, and this signal disappears by itself after a certain time.

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.For this reason, a plumbing gyro labeled 85 is provided, the suspension axis of which, which extends in the longitudinal direction, controls the rotor, which is connected to a primary coil 86 of a rotary field transmitter 87 . The three stator windings 88 of this rotary field sensor 87 are each connected to the three stator windings 89 of a rotary field sensor 90 . The winding of the rotor 91 supplies a voltage signal via a resistor, which is fed into the line 93 in series with the aforementioned signals.

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 However, the rotor 91 is driven by a two-phase motor 97 via an intermediate reduction gear 98. This two-phase motor 97 is excited by an amplifier 95 , which via a line 94

Claims

is supplied with the voltage signal which is supplied by the rotor 91 of the rotary field sensor 90. The amplifier 95 also receives in series with this signal and in opposite phase the voltage supplied by the output winding 99 of a speed generator 96, the speed generator 96 being driven by the motor 97. Thus, the motor 97 returns the rotor 91 to its neutral position, thereby suppressing the pitch signal at a speed corresponding to the signal magnitude. Assuming now that the aircraft is flying at a certain above-described altitude and the pilot would like to fly higher, for example, he pulls the control stick 39 and adjusts it by an angle which corresponds to the desired rate of climb. The rotor 46 of the transformer 41 for the altitude signal is immediately decoupled from the motor 29. The signal generated by the transformer 36 rotates the rudder servomotor 70 and moves the elevator upward. The feedback signal provided by potentiometer 65 compensates for the hand signal in order to keep the rudder in a certain angular position. The aircraft now assumes such a climbing position that, under the control of the gyro 85, the rotating field sensor 90 emits a pitch signal which tries to turn the motor 70 back and reduce the angle of the control surface. When the aircraft has reached a certain rate of climb, the generator 33 sends out a signal which also shows the tendency to rotate the motor 20 in order to reduce the rudder angle. The pitch signal disappears more or less quickly; however, the period of time is sufficient to stabilize the rate of climb of the aircraft, so that the setting angle at which the control surface is finally stabilized corresponds to the rate of climb controlled by the control stick. The aircraft now continues to climb at a selected vertical speed until the pilot returns the control stick 39 to its central position. At this moment the aircraft returns to its normal position and the altitude measuring transformer 41 is simultaneously re-engaged in order to reintroduce altitude stabilization. During level flight, the vertical stabilization of the aircraft acts under analogous conditions when the control stick 39 is not actuated. The deviations due to external disturbances which occur during pitch movements of the aircraft are also corrected first by the tilt signal, which is transmitted under the control of the gyro, and then by the vertical speed signal transmitted by the generator 33. In addition, an altitude signal is generated under these conditions, so that disturbances which influence the altitude of the aircraft without changing the pitch, for example ascending or descending movements, are corrected in the same way. In all cases, the pitch rate signal transmitted under the control of the pitch gyro 64 feeds an additional stabilization factor of a known type. 65 claims:

1. A method for the automatic altitude control of aircraft, characterized by the

feeding of a signal that is dependent on the speed of the change in altitude as a control factor for Adjustment of the aircraft elevator, the signal when a change in pitch occurs of the aircraft is supported by a temporary pitch signal.

2. The method according to claim 1, characterized in that the pitch signal gradually disappears at a rate that increases with the size of the signal, so that it is im essentially after reaching a stabilized rate of climb or descent and after a a certain amount of time necessary for it has disappeared.

3. The method according to claim 1 or 2, characterized in that for manual control of the aircraft a signal is communicated to the elevator, which is the difference between the actual Altitude change rate signal and a manually communicated signal, which the latter corresponds to the desired rate of climb or descent.

4. The method according to claim 1 to 3, characterized in that a further height deviation signal is used.

5. The method according to claim 3 and 4, characterized in that changes in the altitude deviation signal temporarily set during the introduction of the hand signal.

6. The method according to claim 1 to 5, characterized by the further use of a pitch rate signal.

7. Automatic control device of aircraft for performing the method according to claim 1 to 6, characterized in that it consists of a device (20, 24, 29, 33) which produces a signal which corresponds to the actual speed of the change in altitude and one of Manually operated device (39,37) which produces a signal which is opposite to the previous signal, the resultant of both signals being fed to the servomotor (70) of the elevator together with a temporary pitch signal.

8. Apparatus according to claim 7, characterized in that the temporary pitch signal is obtained at the output of an electrical signal transformer (90) which receives a signal at its input which corresponds to the angle of climb of the aircraft, the transformer (90) in its neutral position by a motor (97) which is energized both with the output of the transformer (90) itself and by a speed signal which is proportional to the working speed of this motor (97) .

9. Apparatus according to claim 7 and 8, characterized in that the height deviation signal is generated by a signal transformer (41) which is driven in dependence on a height measuring device (20) , the drive being automatically interrupted when the manual device (39) is actuated.

10. The device according to claim 7 to 9, characterized in that the signal of the rate of change in altitude is obtained at the output side of a speed generator (33) which is driven by a motor (29) excited by two opposite voltages, the one voltage from a signal transformer (24) is generated by the height measuring

device (20) is driven, while the other is generated by the speed generator (33) itself and wherein the motor (29) continues to work continuously to return this signal transformer (24) to its rest position.

11. Apparatus according to claim 9 and 10, characterized in that the height deviation signal transformer (41) is driven by the reset motor (29) via a clutch (44) which is disengaged from the central position when the manual control (39, 37) is moved.

1 sheet of drawings