DE1089272B - Automatische Steuervorrichtung zur Verminderung langperiodischer Schwingungen waehrend des Fluges - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft eine automatische Steuerung für Luftfahrzeuge und ist insbesondere darauf gerichtet, während des Fluges mit automatischer Kurssteuerung langsam verlaufende Schwingungen des Flugzeuges zu vermindern. '

Die verschiedensten Ursachen, beispielsweise Böen, können kurzzeitige oder vorübergehende Störungen der Flugzeuglage gegenüber den Flugzeugachsen hervorrufen. Trotz der Verbesserungen dieser Störungen durch die automatische Steueranlage kann das Flugzeug langsame Schwingungen um eine oder mehrere seiner Achsen ausführen. Zu den Ursachen für diese langsamen Schwingungen um die Querachse gehören das Aufrichten des Vertikalkreisels und die Reibung, das Spiel und die Nachgiebigkeit der Höhenrudergestänge.

Da die Drehachse des Kreisels stets bestrebt ist, unabhängig von den Bewegungen des Flugzeuges die aufrechte Lage im Raum beizubehalten, ist die Aufrichtung des Vertikalkreisels um eine Bezugsrichtung im Raum festzulegen·. Da diese Bezugsrichtung zur Schaffung von Bezugs werten für die Bewegungen um die Längs- und Querachse des Flugzeuges in bezug auf die Erdoberfläche eingestellt werden muß, ist es erforderlich, die Drehachse des Kreisels stets zur Erdoberfläche in eine vertikale Lage zu zwingen. Aus diesem Grunde ist der Kreisel mit einer Aufrichtungsvorrichtung versehen, die auf den Vertikalkreisel gewöhnlich ein Drehmoment ausübt, welches die Drehachse des Kreisels auf die vertikale Kraftachse ausrichtet.

Da die vertikale Kraftachse mit der Richtung übereinstimmt, in die sich ein Pendel einstellt, fallen die vorgenannte Vertikalrichtung und die der Schwerkraft entsprechende Senkrechte zusammen, wenn die Längsbeschleunigung gleich Null ist. Die Längsbeschleunigung eines um die Quer- oder Kippachse sich bewegenden Flugzeuges ist jedoch nicht gleich Null, sondern folgt im allgemeinen einer Sinuskurve. Beispielsweise vermindert sich in der steilsten steigenden Fluglage die Geschwindigkeit des Flugzeuges sehr schnell, so daß die Vorwärtsbeschleunigung den größten negativen Wert erreicht. Infolge dieses Beschleunigungszustandes bewirkt das Aufrichtungssystem letztlich, daß die Größe des Fluglagefehlersignals sich um einen bestimmten, wirklich vorhandenen langandauernden Fluglagefehler vermindert. Die Dehnung der Steuerseile, die Reibung und das Spiel des Verbindungsgestänges zwischen Höhenruder und Steuergerät und die Verminderung der eingeleiteten Steuerbewegungen durch die aerodynamischen Lastmomente an den Höhenruderflächen haben eine ähnliche Wirkung, so daß die winkelmäßige Ablenkung der Steuerfläche je Einheit des Fluglagefehlers vermindert wird.

Automatische Steuervorrichtung
zur Verminderung langperiodischer
Schwingungen während des Fluges

Anmelder:

Bendix Aviation Corporation,
New York, N. Y. (V. St. A.)

Vertreter: Dx.-Ing. H. Negendank, Patentanwalt,
Hamburg 36, Neuer Wall 41

Beanspruchte Priorität:
V. St. v. Amerika vom 13. Mai 1955

Marvin Masel, Hackensack, N. J.,
und Christopher Alois Rafferty, Brooklyn, N. J.

(V. St. A.),
sind als Erfinder genannt worden

Da Bewegungen um die Quer- oder Kippachse von langperiodischen Schwingungen des Flugzeuges hervorgerufen werden, ist es erwünscht, den Verstärkungsfaktor der Steueranlage mit einer großen Zeitkonstante zu versehen. Unter dem Verstärkungsfaktor der Steueranlage wird das Verhältnis von Verdrehung der Steuerfläche zur Verdrehung des Flugzeuges um eine seiner Achsen verstanden. W^renn man den Verstärkungsfaktor der Steueranlage unabhängig von der Schwingungsfrequenz erhöht, kann es jedoch zu kurzperiodischen Schwingungen des Flugzeuges kommen.

Gemäß der Erfindung arbeitet der Verstärkungsfaktor der Steueranlage lediglich mit großer Zeitkonstante. Wenn beispielsweise ein konstantes Längslageabweichungssignal für einen Abweichungswinkel des Flugzeuges von der Bezugslage von 1° in die Steueranlage eingespeist werden soll, so könnte die Ruderfläche augenblicklich um 1° gedreht werden. Die Drehung der Ruderfläche wird dann stetig vergrößert, so daß nach einer Periode von 20 Sekunden eine Flächenverdrehung von 5° erzielt ist. Um Querachsenschwan¹-kungen oder langsame Schwingungen des Flugzeuges bei einem Flug auf konstanter Höhe zu unterdrücken, sollte das Verhältnis (z. B. die Summe von Längslagefehlersignal, Höhenfehlersignal und Integral des Höhenfehlersignals) zwischen der Drehung derSteuer-

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flächen und der gegebenen Steuerspannung bei einer langen Zeitkonstante größer sein als bei einer kleinen Zeitkonstante.

Es ist speziell bei automatischen Flugzeugsteuerungen bekannt, elektromechanische oder dergleichen Schaltungen zu verwenden, um Zeitintegral- oder Zeitdifferentialsignale des Eingangssignals zu erzeugen. Die vorstehend erläuterte »Verzögerungs«-Schaltung, von der eine spezielle; Konstruktion in der Beschreibung erläutert wird, gehört aber nicht zu den beiden vorerwähnten Schaltungen. Das hier erzeugte Signal unterscheidet sich, und zwar insbesondere von einem Zeitintegralsignal dadurch, daß das letztere mit der Zeit auf einen unendlichen Wert anwächst, wenn das Eingangssignal bleibt, während das Verzögerungssignal der vorliegenden Erfindung einem endlichen, dem Eingangssignal proportionalen Endwert zustrebt, wenn das Eingangssignal bestehenbleibt. Von einem Differential- oder Geschwindigkeitssignal unterscheidet sich das erfindungsgemäße Signal noch stärker; denn beispielsweise erzeugt die plötzliche Zufuhr eines Eingangssignals in eine Differentialschaltung eine steile Spitze, während bei der Verzögerungsschaltung der Erfindung ein linear ansteigendes Signal entsteht. Weder mit einem Integral- noch mit einem Differentialsignal kann das Pendeln eines Flugzeuges gegenüber seiner Steuerachse ausgeschaltet werden, was jedoch mit dem erfindungsgemäßen VerzögerungssignaLmöglich ist.

Die Fig. 1 und 2 zeigen Ausführungsbeispiele einer Verzögerungsschaltung mit jeweils einem Kanal einer automatischen Flugzeugsteuerung.

Eine automatische Steuereinrichtung besteht im allgemeinen aus drei Steuerkanälen für Bewegungen um die Quer-, Längs- und Vertikalachse. Zur Vereinfachung jedoch ist in der Fig. 1 allein der Ouerabweichungskanal der automatischen Steuereinrichtung dargestellt. Die gleiche Anordnung kann in entsprechender Weise für die anderen Kanäle vorgesehen werden.

Die Bezugsfluglage des Flugzeuges wird von einem üblichen Lotkreisel 10 abgeleitet, der mit einem nicht dargestellten Aufrichtungssystem versehen ist. In bekannter Weise betätigt der Kreisel 10 den Rotor 12 eines Drehtransformators 13, um in dessen Stator 14 ein Signal zu erzeugen, dessen Größe und Phasenlage der Größe und Richtung der Längsverschiebung des Flugzeuges von. einer Bezugslängslage entspricht. Dieses Signal wird mit Hilfe eines Potentiometers 15 und einer seriengeschalteten Signalkette einem mit Trennschärferegler versehenen Verstärker 16 zugeführt, dessen Gesamtausgang einen Induktionsmotor 18 im einen oder anderen Drehsinn bewegt und über ein Getriebe 118 und Gestänge 120 die Höhenruderfläche 20 und damit die Fluglageabweichung in Längsrichtung korrigiert.

Weiterhin verstellt der Motor 18 über das Getriebe 118' den Rotor 22 eines Drehtransformators 23 in bezug zu dessen Stator 24, so daß im letzteren ein Signal erzeugt wird, dessen Größe und Phasenlage der Größe und Richtung der Verschiebung der Höhenruderfläche aus der Normalstellung entspricht. Ein auf die Verstellgeschwindigkeit ansprechender Generator 25 verhindert, daß der Motor durch die kinetische Energie der sich bewegenden Teile seine Endstellung überläuft, indem er in der Wicklung 26 ein Signal erzeugt, dessen Amplitude und Phasenlage der Geschwindigkeit und Richtung der Motorbewegung entspricht. Diese Geschwindigkeits- und Steuerflächen einstellnachlaufsignale werden im Potentiometer 27 kombiniert und dem Verstärker 16 in bezug auf die Signale aus dem Drehtransformator 13 gegenphasig zugeführt.

Wenn das Flugzeug stetig geradeaus und horizontal fliegt und auch seine Trimmlage korrekt ist, wird das Eingangssignal des Verstärkers 16 in gleicher Weise wie die Signale von den Vorrichtungen 13., 23 und 25 gleich Null. Jede Lageänderung des Flugzeuges in Längsrichtung hat jedoch zur Folge, daß der Rotor 12 gegenüber dem Stator 14 verstellt wird und ein Längslagesignal für den Verstärker 16 erzeugt wird. Als Folge eines solchen Signals betätigt der Motor 18 das Höhenruder 20 so lange, bis die kombinierten Geschwindigkeits- und Nachlaufsignale vom Drehtransformator 23 und dem von der \⁷erstellgeschwindigkeit abhängigen Generator 25 dem Fluglagesignal entgegengesetzt gleich sind. In diesem Augenblick ist der Gesamteingang des Verstärkers 16 wieder gleich Null, und der Motor 18 bleibt stehen und läßt die Höhenruderfläche um einen so großen Betrag verstellt, daß damit das Flugzeug zur Bezugslage zurückbewegt wird.

Wenn das Flugzeug mit Hilfe der verstellten Steuerfläche zur Bezugslage zurückkehrt, vermindert sich das Signal aus dem Drehtransformator 13, und es überwiegt das Nachlaufsignal vom Drehtransformator 23, wodurch dann die Steuerfläche wieder in die Normallage zurückbewegt wird. Somit befindet sich die Steuerfläche, wenn das Flugzeug dieBezugslage wieder erreicht, in der Normalstellung, und es ergibt sich am Verstärker 16 wieder ein Gesamteingang Null.

Um das Flugzeug auf konstanter Höhe zu halten, wird in dem hier gewählten Ausführungsbeispiel bei Erreichung einer vorbestimmten Höhe ein Schalter 27' in die geschlossene Stellung umgelegt. Hierdurch werden aus einer Batterie 29 die Magnetspulen 28 erregt und die Kupplungen 30 eingelegt. Nach diesem Vorgang hat jede Lageänderung des Flugzeuges von dieser eingestellten Höhe zur Folge, daß der Rotor 31 eines Drehtransformators 33 gegenüber dem Stator 32 verstellt wird und am Potentiometer 34 ein Signal erzeugt, das bezüglich seiner Amplitude und Phasenlage der Größe und Richtung der Lageänderung entspricht. Mit Hilfe eines Kopplungstransformators 35 wird das Höhensignal vom Stator 32 an einen Widerstand 36 angelegt und einem Verstärker 37 zugeführt, welcher den Motor 38 betätigt, der dann den Rotor 39 eines Drehtransformators 41 gegenüber dem Stator 40 so verdreht, daß dann am Potentiometer 43 ein Signal entsteht, das bezüglich seiner Amplitude und Phasenlage dem Zeitintegral und der Richtung des Höhenfehlersignals entspricht. Das Signal am Potentiometer 44, welches von dem^von der Verstellgeschwindigkeit abhängigen Generator 45 erzeugt wird, entspricht bezüglich seiner Größe und Phasenlage der Verstellgeschwindigkeit und Richtung der Motorbetätigung. Diese Höhenlage- und Integralsignale an den Potentiometern 34 und 43 betätigen den Höhenruderverstellmotor 18, so daß das Flugzeug auf konstante Höhe gehalten wird.

TJm die Längslage des Flugzeuges zu ändern, kann ein Handregler 46 vorgesehen werden, mit dem dann für Trimmzwecke der Rotor R des Drehtransformators 47 gegenüber dem Stator vS" verdreht werden kann, um ein entsprechendes Signal am Potentiometer P zu erzeugen. Sobald der Handregler aus seiner Mittelstellung herausbewegt wird, wird der Schalter 27 C geöffnet.

Infolge der Aufrichtungsvorrichtung für den Kreisei 10 und der Reibung, der Nachgiebigkeit und des Spieles des Gestänges und der Zugseile 118, 120 zur

"Ruderftädie 20 kann die automatische Fluglagesteuerung, soweit sie bisher beschrieben wurde, eine Tendenz zu langsamen Schwingungen des Flugzeuges um die Querachse verursachen'. Erfindungsgemäß werden diese Signale vom Lotkreisel und von der Höhensteuerung über eine Verzögerungsschaltung 49 verstärkt, um ein zusätzliches Signal für den Verstärker zu erzeugen, das die langperiodischen Schwingungen vermindert.

Die Schaltung 49 besteht aus einem Verstärker 50, einem Servomotor 51, einem Geschwindigkeitsgenerator 52 und einem Drehtransformator 53. In Abhängigkeit von einem Eingangssignal in der Leitung 54 betätigt der Verstärker 50 den Servomotor 51, der dann seinerseits den Rotor 55 des Drehtransformators 53 gegenüber dem Stator 56 verdreht, um ein Signal zu erzeugen, das bezüglich seiner Amplitude und Phasenlage der Größe und Richtung der Motorbetätigung entspricht. Der Motor 51 betätigt auch den Geschwindigkeitsgenerator 52, so daß dieser am Potentiometer 57 ein Signal erzeugt, das bezüglich seiner Amplitude und Phasenlage der Geschwindigkeit und Drehrichtung des Motors entspricht. Diese zwei Signale \verden dem Verstärker 50 gegenphasig zum Eingangssignal der Leitung 54 zugeführt. Wenn diese Signale einen Wert erreichen, der dem Eingangssignal entgegengesetzt gleich ist, hält der Servomotor 51 an. Wenn die Frequenz der Fluglageveränderung groß ist, so daß sich Signale mit kurzer Zeitdauer einstellen, kann der Motor 51 nicht auf das Signal ansprechen wegen des großen Ausgangswertes am Geschwindigkeitsgenerator 52, der sich bei großer Geschwindigkeit des Motors 51 einstellt. Infolgedessen können die kurzen der Leitung 54 zugeführten Signale, die' sich bei kurzzeitigen Schwingungen und Störungen einstellen, keine zusatzliehe Steuerkomponente am Drehtransformator 53 erzeugen, welche den Eingang des Verstärkers 50 auf Null herabdrücken kann. Wenn jedoch die Schwingungen relativ langsam verlaufen, kann der Motor 51 auf das Signal ansprechen und den Rotor 55 so verstellen, daß ein Signal erzeugt wird, welches im wesentlichen den Eingang des Verstärkers 50 aufhebt.

Das Signal vom Stator 56 wird auch über einen Kopplungstransformator 60 und über ein Potentiometer 61 dem Verstärker 16 zugeführt. Dieses Signal ist bezüglich seiner Phasenlage so eingestellt, daß es den Servomotor 18 in gleicher Richtung betätigt wie das am Anschlußpunkt 62 erscheinende Signal. Somit wird, wenn dieses Signal durch die Verstellung des Rotors 12 gegenüber dem Stator 14 hervorgerufen wird, von der Verzögerungsschaltung 49 ein Signal erzeugt, das sich mit dem Fluglagesignal so addiert, daß dieses für eine Zeitdauer aufrechterhalten wird. Auf diese Weise erzeugt die Verzögerungsschaltung 49 ein zusätzliches Signal, durch das die langperiodischen Schwingungen des Flugzeuges vermindert werden, während sie bei kurzperiodischen Schwingungen, die sich durch Böen oder Übergangseffekte einstellen, kein Signal erzeugt., Die Abänderungswirkung, die das Signal vom Drehtransformator 53 über die Signalverbindung auf den Verstärker 50 ausübt, dreht in jedem Falle den Rotor 55 in eine signallose Stellung, sobald das Eingangssignal in der Leitung 54 verschwindet.

Die zuvor beschriebene Anordnung der Fig. 1 kann in einigen Fällen die nachfolgend beschriebenen Nachteile zeigen. Infolge der Tatsache, daß bei einer andauernden Lagestörung des Flugzeuges das unmittelbar an den Steuerflächen-Servomotor angelegte Signal vergrößert wird, während das Nachlaufsignal unverändert bleibt, kann das elektrische Gleichgewicht in der Signal verbindung teilweise gestört werden, und es können kurzperiodische Schwingungen des Flugzeuges auftreten.

Die abgewandelte Ausführungsform der Fig. 2 verhindert diese Schwierigkeiten dadurch, daß das Nachlaufsignal gleichzeitig mit dem unmittelbaren Signal verstärkt wird.

Die in dieser Figur dargestellte Automatensteuerung ist im wesentlichen die gleiche wie die in Fig. 1 dargestellte, mit der Ausnahme, daß als Beispiel eine übliche Trimmklappe 20' dargestellt ist, die über ein Getriebe 118" von einem Motor 18' betätigt wird, welcher seine Speisung aus einem Verstärker 16' erhält. Der Verstärker 16' ist dem Verstärker 16 des Motors 18, welcher das Haupthöhenruder 20 betätigt, parallel geschaltet. Die allgemein bekannte Funktion der Trimmklappe besteht darin, das Höhenruder von dauernden Belastungen zu befreien, die beispielsweise dadurch hervorgerufen sein können, daß das Schwerkraftzentrurh des Flugzeuges verschoben ist.

Die in der Fig. 2 dargestellte Signal verbindung enthält einen Widerstand 15, in den das Längslageverschiebungssignal eingespeist wird, einen Widerstand 34, in den das Höhenverschiebungssignal eingespeist wird, und einen Widerstand 43 zur Zufuhr des Höhenzeitintegralsignals. Das kombinierte Höhen- und Höhenihtegralsignal an den Widerständen 34 und 43 wird über einen Kopplungstransformator 62 einem Potentiometer 70 zugeführt. Die kombinierten Höhenrudernachlaufsignale (Lage- und Geschwindigkeitssignale) , die am Potentiometer 27 erscheinen, werden über "den regelbaren Abgriff 71 dem Potentiometer 70 zugeführt. Dieses Potentiometer 70 ist mit dem regelbaren Abgriff eines Potentiometers 72 verbunden, welches an den Signalerzeuger 53 einer Verzögerungsschaltung 49 angeschlossen ist. Diese Verzögerungsschaltung besteht wie bei der Ausführungsform gemäß Fig. 1 aus einem Motor 51 und einem Geschwindigkeitsgenerator 52, dessen Ausgangsspannung über einen Widerstand 57 in den Eingang eines Verstärkers 50 und von dort in den Motor 51 eingespeist wird. Das Ausgangssignal des Signalerzeugers 53 wird des weiteren über einen Kopplungstransformator 60 an den Widerstand 73 der Signalverbindung angelegt.

Es ist somit auch bei dieser Ausführungsform zu erkennen, daß das Nachlaufsignal am Potentiometer 27 auch dem Verstärker 50 der Verzögerungsschaltung 49 zusammen mit dem unmittelbaren Signal zugeführt wird. Somit wirkt dem erhöhten unmitelbaren Signal ein erhöhtes Nachlaufsignal entgegen, so daß das Gesamtgleichgewicht des Signalkreises nicht gestört wird.

Vorstehend wurde eine neue automatische Steuerung für Flugzeuge offenbart, bei der kurzperiodische Steuereffekte unbeeinflußt bleiben, jedoch langperiodische S teuer effekte eine zusätzliche Komponente erhalten, so daß sich die langsam verlaufenden Schwingungen des Flugzeuges längs des Flugweges vermindern.

Claims (9)

Patentansprüche:

1. Automatische Steuervorrichtung zur Verminderung langperiodischer Schwingungen während des Fluges, bei der dem zur Lagekorrektur vorgesehenen Steuersignal, das mit mindestens einer seiner Signalkomponenten denLagefehler desLuftfahrzeuges gegenüber einer Sollfluglage mißt und die Ruderflächen im Sinne einer Rückführung des Luftfahrzeuges in diese Sollfluglage betätigt, ein Zusatzsignal zugeführt wird, wenn der Lagefehler

längere Zeit andauert, dadurch gekennzeichnet, daß das Zusatzsignal sich bei langperiodischen Schwankungen des Steuersignals einem dem Steuersignal proportionalen Wert und bei kurzperiodischen Schwankungen dem Wert Null nähert.

2. Steuervorrichtung nach Anspruch 1, welche mit elektrischen Signalen arbeitet, dadurch gekennzeichnet, daß das Zusatzsignal dadurch abgeleitet wird, daß man das Steuersignal durch eine elektromagnetische Schaltvorrichtung (49) hindurchleitet, in der es die gewünschte Form erhält.

3. Steuervorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Schaltvorrichtung (49) einen Ausgangssignalerzeuger (53) aufweist, dessen Antriebsmotor (51) mit der algebraischen Summe des Steuersignals eines Geschwindigkeitssignals, welches eine Tachometervorrichtung, beispielsweise ein vom Motor (51) angetriebener Generator (52), erzeugt, und eines vom Ausgangssignalerzeuger (53) selbst erzeugten Signals erregt ao wird, und daß die beiden letztgenannten Signale gegenphasig zum Steuersignal sind.

4. Steuervorrichtung nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß das Steuersignal ein Fluglagefehlersignal ist oder eine entsprechende Signalkomponente enthält.

5. Steuervorrichtung nach Anspruch 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß das Steuersignal ein Höhenfehlersignal ist oder eine entsprechende Signalkomponente enthält.

6. Steuervorrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß das Steuersignal eine Signalkomponente enthält, die dem Integral des Höhenfehlers gegenüber einer Bezugshöhe entspricht.

7. Steuervorrichtung nach Anspruch 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß das Steuersignal des weiteren ein Nachlaufsignal enthält, welches den Auslenkungswinkel und die Auslenkungswinkelgeschwindigkeit der Ruderfläche wiedergibt (Fig. 2).

8. Steuervorrichtung nach Anspruch 2 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß das Fluglagefehlersignal, das Höhenfehlersignal und das Integralsignal des Höhenfehlers additiv gemischt werden und ihre Summe einerseits in die Schaltvorrichtung (49) eingeleitet wird, um das Zusatzsignal zu gewinnen, und andererseits additiv mit dem Zusatzsignal und dem Nachlaufsignal der Ruderflächenauslenkung additiv gemischt wird, um das dann entstehende Summensignal dem Ruderflächenstellmotor zuzuführen (Fig. 1).

9. Steuervorrichtung nach Anspruch 2 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß das Fluglagefehlersignal, das Höhenfehlersignal, das Integralsignal des Höhenfehlers und das Nachlaufsignal additiv gemischt werden und ihre algebraische Summe einerseits in die Schaltvorrichtung (49) eingeleitet wird, um das Zusatzsignal zu gewinnen, und andererseits additiv mit dem Zusatzsignal und mindestens einem der Fehlersignale, beispielsweise dem Höhenfehlersignal und dem Integralsignal des Höhenfehlers, additiv gemischt wird, um das dann entstehende Summensignal dem Ruderflächenstellmotor (Fig. 2) zuzuführen.

In Betracht gezogene Druckschriften:
USA.-Patentschrift Nr. 2 512 902.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

© 009 607/35 9.60