DE1089272B

DE1089272B - Automatic control device to reduce long-period vibrations during flight

Info

Publication number: DE1089272B
Application number: DEB40188A
Authority: DE
Inventors: Marvin Masel; Christopher Alois Rafferty
Original assignee: Bendix Aviation Corp
Current assignee: Bendix Aviation Corp
Priority date: 1955-05-13
Filing date: 1956-05-11
Publication date: 1960-09-15

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. 'The invention relates to an automatic control system for aircraft and is particularly directed to Slow oscillations of the aircraft during the flight with automatic course control to diminish. '

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. The most diverse causes, for example gusts, can be short-term or temporary disturbances the aircraft position in relation to the aircraft axes. Despite the improvements in these glitches Due to the automatic control system, the aircraft can slow oscillations by one or more execute its axes. One of the reasons for these slow oscillations around the transverse axis the straightening of the vertical gyro and the friction, play and flexibility of the elevator rods.

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. Since the axis of rotation of the gyroscope always strives, regardless of the movements of the aircraft Maintaining an upright position in space is the erection of the vertical gyro around a reference direction to set in the room ·. Since this reference direction to create reference values for the movements the longitudinal and transverse axes of the aircraft must be adjusted with respect to the earth's surface, it is necessary to force the axis of rotation of the gyroscope always to the surface of the earth in a vertical position. For this Basically, the gyro is provided with an erecting device that usually works on the vertical gyro exerts a torque which aligns the axis of rotation of the gyroscope with the vertical axis of force.

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.Since the vertical force axis coincides with the direction in which a pendulum adjusts, the fall the aforementioned vertical direction and the perpendicular corresponding to the force of gravity together when the longitudinal acceleration equals zero. The longitudinal acceleration of a person moving around the transverse or tilting axis However, the aircraft is not equal to zero, but generally follows a sine curve. For example the aircraft's speed is greatly reduced in the steepest ascending flight position fast so that the forward acceleration reaches the largest negative value. As a result of this acceleration state The righting system ultimately causes the size of the attitude error signal to increase reduced by a certain, really existing long-term attitude error. The stretch the control cables, the friction and the play of the linkage between elevator and control unit and the reduction of the control movements initiated by the aerodynamic load moments on the elevator surfaces have a similar effect, so that the angular deflection of the control surface is reduced per unit of attitude error.

Automatische Steuervorrichtung
zur Verminderung langperiodischer
Schwingungen während des FlugesAutomatic control device
to reduce long-period
Vibrations during flight

Anmelder:Applicant:

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

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

Beanspruchte Priorität:
V. St. v. Amerika vom 13. Mai 1955Claimed priority:
V. St. v. America May 13, 1955

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

(V. St. A.),
sind als Erfinder genannt worden(V. St. A.),
have been named as inventors

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. Since movements around the transverse or tilting axis are caused by long-period vibrations of the aircraft, it is desirable to provide the gain factor of the control system with a large time constant. The gain factor of the control system is understood to mean the ratio of the rotation of the control surface to the rotation of the aircraft about one of its axes. W hen you ^r the gain of the control system independent of the oscillation frequency increases, however, it may cause short-period oscillations of the aircraft.

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-According to the invention, the gain factor of the control system only works with a large time constant. If, for example, a constant longitudinal deviation signal for an angle of deviation of the aircraft from the reference position of 1 ° is to be fed into the control system, the rudder surface could be rotated by 1 ° instantaneously. The rotation of the rudder surface is then steadily increased so that a surface rotation of 5 ° is achieved after a period of 20 seconds. In order to suppress transverse axis Schwan ¹ -kungen or slow vibrations of the aircraft during a flight at a constant level, the ratio (eg. The sum of the longitudinal position error signal level error signal and the integral of altitude error signal) between the rotation derSteuer-

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flächen und der gegebenen Steuerspannung bei einer langen Zeitkonstante größer sein als bei einer kleinen Zeitkonstante.areas and the given control voltage must be greater for a long time constant than for a small one Time constant.

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.It is particularly known for automatic aircraft controls, electromechanical or the like Use circuits to generate time integral or time differential signals of the input signal. The "delay" circuit explained above, of which a special; Construction in the description is explained, but does not belong to the two aforementioned circuits. The signal generated here differs, in particular from a time integral signal in that the latter with the Time increases to an infinite value if the input signal remains while the delay signal the present invention aims at a finite final value proportional to the input signal, when the input signal persists. Different from a differential or speed signal the signal according to the invention is even stronger; because, for example, the sudden supply creates one Input signal into a differential circuit has a steep peak, while in the case of the delay circuit the invention creates a linearly increasing signal. Neither with an integral nor with a differential signal the oscillation of an aircraft with respect to its control axis can be switched off, what however, is possible with the delay signal according to the invention.

Die Fig. 1 und 2 zeigen Ausführungsbeispiele einer Verzögerungsschaltung mit jeweils einem Kanal einer automatischen Flugzeugsteuerung.1 and 2 show embodiments of a delay circuit, each with one channel automatic aircraft control.

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.An automatic control device generally consists of three control channels for movements around the transverse, longitudinal and vertical axes. For the sake of simplicity, however, only the cross-deviation channel is shown in FIG. 1 the automatic control device shown. The same arrangement can be used in corresponding Way to be provided for the other channels.

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.The reference attitude of the aircraft is derived from a conventional gyro 10, which is not with a erection system shown is provided. The gyro 10 actuates the rotor 12 in a known manner a rotary transformer 13 in order to generate a signal in its stator 14, its magnitude and phase position the size and direction of the longitudinal displacement of the aircraft from. corresponds to a longitudinal reference position. This With the help of a potentiometer 15 and a series-connected signal chain, the signal becomes one with a precision control provided amplifier 16, the overall output of which is an induction motor 18 in the moves one or the other direction of rotation and via a gear 118 and linkage 120 the elevator surface 20 and thus corrects the flight attitude deviation in the longitudinal direction.

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.Furthermore, the motor 18 adjusts the rotor 22 of a rotary transformer 23 in FIG with respect to its stator 24, so that a signal is generated in the latter, the size and phase of which Corresponds to the size and direction of the displacement of the elevator surface from the normal position. One on the adjustment speed responsive generator 25 prevents the motor through the kinetic Energy of the moving parts overflows its end position by generating a signal in the winding 26, whose amplitude and phase position correspond to the speed and direction of the motor movement. These speed and control surfaces are adjusted in the potentiometer 27 combined and the amplifier 16 with respect to the signals from the rotary transformer 13 in antiphase fed.

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.If the aircraft flies steadily straight ahead and horizontally and its trim position is also correct, the input signal to the amplifier 16 becomes zero in the same way as the signals from the devices 13, 23 and 25. However, every change in position of the aircraft in the longitudinal direction has the consequence that the rotor 12 is adjusted relative to the stator 14 and a longitudinal position signal for the amplifier 16 is generated. As a result of such a signal, the motor 18 operates the elevator 20 until the combined velocity and tracking signals from the rotary transformer 23 and that of the \ ⁷ erstellgeschwindigkeit dependent generator 25 opposite to the attitude signal are equal. At this moment the total input of the amplifier 16 is again equal to zero, and the motor 18 stops and lets the elevator surface adjusted by such a large amount that the aircraft is thereby moved back to the reference position.

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.When the aircraft returns to the reference position with the aid of the displaced control surface, it decreases the signal from the rotary transformer 13, and the overrun signal from the rotary transformer predominates 23, whereby the control surface is then moved back into the normal position. Thus is the Control surface, when the aircraft reaches the reference position again, in the normal position, and it arises on Amplifier 16 again has a total input zero.

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.In order to keep the aircraft at a constant altitude, in the exemplary embodiment selected here at A switch 27 'is thrown into the closed position when a predetermined height has been reached. This will be The magnet coils 28 are excited from a battery 29 and the clutches 30 are engaged. After this process Any change in position of the aircraft from this set altitude has the consequence that the rotor 31 a rotary transformer 33 is adjusted relative to the stator 32 and a signal is sent to the potentiometer 34 generated, which corresponds to the size and direction of the change in position in terms of its amplitude and phase position. With the aid of a coupling transformer 35, the level signal from the stator 32 is sent to a resistor 36 and fed to an amplifier 37, which actuates the motor 38, which then drives the rotor 39 a rotary transformer 41 rotated relative to the stator 40 so that a signal is then sent to the potentiometer 43 arises, which in terms of its amplitude and phase position corresponds to the time integral and the direction of the height error signal is equivalent to. The signal at the potentiometer 44, which of the ^ from the adjustment speed dependent generator 45 is generated, corresponds in terms of its size and phase position Adjustment speed and direction of motor actuation. These altitude and integral signals the potentiometers 34 and 43 operate the elevator motor 18 so that the aircraft is kept at a constant altitude.

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.TJm to change the longitudinal position of the aircraft, a manual controller 46 can be provided with which the rotor R of the rotary transformer 47 can then be rotated relative to the stator vS "for trimming purposes in order to generate a corresponding signal at the potentiometer P. As soon as the manual controller from its Middle position is moved out, the switch 27 C is opened.

Infolge der Aufrichtungsvorrichtung für den Kreisei 10 und der Reibung, der Nachgiebigkeit und des Spieles des Gestänges und der Zugseile 118, 120 zurAs a result of the erecting device for the circle 10 and the friction, the resilience and the Game of the linkage and the pull cables 118, 120 for

"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. "Ruderftädie 20 can control the automatic flight attitude, as far as it has been described so far, there is a tendency for the aircraft to oscillate slowly cause the transverse axis'. According to the invention, these signals are from the gyro and from the height control amplified via a delay circuit 49 in order to generate an additional signal for the amplifier, which reduces the long-period vibrations.

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.The circuit 49 consists of an amplifier 50, a servo motor 51, a speed generator 52 and a rotary transformer 53. Actuated as a function of an input signal in line 54 the amplifier 50 the servomotor 51, which then in turn drives the rotor 55 of the rotary transformer 53 rotated with respect to the stator 56 in order to generate a signal which, with regard to its amplitude and phase position corresponds to the size and direction of the motor actuation. The motor 51 also operates the speed generator 52, so that this generates a signal on the potentiometer 57 which, in terms of its amplitude and the phase position corresponds to the speed and direction of rotation of the motor. These two signals \ verden dem Amplifier 50 is supplied to line 54 in phase opposition to the input signal. When these signals have a value reach which is the opposite of the input signal, the servomotor 51 stops. When the frequency the change in flight attitude is large, so that signals are established with a short period of time, the motor can 51 does not respond to the signal because of the large output value at the speed generator 52, which occurs at high speed of the motor 51. As a result, the short of the line 54 supplied signals that 'occur in the event of brief oscillations and disturbances, no additional ones Generate control component at the rotary transformer 53, which the input of the amplifier 50 on Can push down zero. However, if the vibrations are relatively slow, the motor 51 can open respond to the signal and adjust the rotor 55 so that a signal is generated which essentially the input of amplifier 50 cancels.

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.The signal from stator 56 is also passed through a coupling transformer 60 and through a potentiometer 61 is fed to the amplifier 16. This signal is set with respect to its phase position so that it the servomotor 18 is actuated in the same direction as the signal appearing at the connection point 62. Consequently is generated when this signal is caused by the displacement of the rotor 12 with respect to the stator 14 a signal is generated by the delay circuit 49 which is added to the flight attitude signal in such a way that that this is maintained for a period of time. In this way, the delay circuit 49 generates an additional signal by which the long-period vibrations of the aircraft are reduced, while they do not apply to short-period oscillations caused by gusts or transition effects Signal generated., The modification effect that the signal from the rotary transformer 53 via the signal link exerts on the amplifier 50, rotates the rotor 55 in a signalless position as soon as the input signal in line 54 disappears.

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.The above-described arrangement of FIG. 1 can in some cases have the disadvantages described below demonstrate. As a result of the fact that in the event of a persistent positional disturbance of the aircraft, this immediately signal applied to the control surface servomotor is increased while the follow-up signal remains unchanged remains, the electrical equilibrium in the signal connection can be partially disturbed, and there can be short-period oscillations of the aircraft appear.

Die abgewandelte Ausführungsform der Fig. 2 verhindert diese Schwierigkeiten dadurch, daß das Nachlaufsignal gleichzeitig mit dem unmittelbaren Signal verstärkt wird.The modified embodiment of FIG. 2 prevents these difficulties in that the tracking signal is amplified simultaneously with the immediate signal.

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.The machine control shown in this figure is essentially the same as that shown in Fig. 1, with the exception that a conventional trim tab 20 'is shown as an example, which has a transmission 118 "is actuated by a motor 18 'which receives its feed from an amplifier 16'. The amplifier 16 'is the amplifier 16 of the motor 18 which operates the main elevator 20, in parallel switched. The well-known function of the trim tab is to pull the elevator off to free permanent loads that can be caused, for example, that the Schwerkraftzentrurh of the aircraft is moved.

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.The signal connection shown in Fig. 2 contains a resistor 15 to which the longitudinal position displacement signal is fed, a resistor 34, into which the altitude displacement signal is fed, and a resistor 43 for supplying the altitude time integral signal. The combined height and height integral signal at resistors 34 and 43 is fed to a potentiometer 70 via a coupling transformer 62. The combined elevator caster signals (Position and speed signals) appearing on potentiometer 27 is supplied to the potentiometer 70 via the controllable tap 71. This potentiometer 70 is with the controllable Tap of a potentiometer 72 connected, which is connected to the signal generator 53 of a delay circuit 49. This delay circuit is as in the embodiment shown in FIG Fig. 1 consists of a motor 51 and a speed generator 52, the output voltage of which is about a resistor 57 is fed into the input of an amplifier 50 and from there into the motor 51. The output signal of the signal generator 53 is also applied via a coupling transformer 60 the resistor 73 of the signal connection is applied.

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.It can thus also be seen in this embodiment that the follow-up signal on the potentiometer 27 is also fed to the amplifier 50 of the delay circuit 49 along with the immediate signal will. The increased direct signal is thus counteracted by an increased tracking signal, so that the overall equilibrium of the signal circuit is not disturbed.

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. A new automatic control for aircraft has been disclosed above, in which short-period Tax effects remain unaffected, but long-term tax effects receive an additional component, so that the slowly moving vibrations of the aircraft along the flight path are reduced.

Claims

Patent claims:

1. Automatic control device to reduce long-period vibrations during of the flight, in the case of the control signal provided for position correction, which is connected to at least one its signal components measure the attitude error of the aircraft in relation to a nominal flight attitude and actuates the rudder surfaces in the sense of returning the aircraft to this target flight position Additional signal is supplied when the position error

lasts a longer time, characterized in that the additional signal changes in the event of long-period fluctuations of the control signal to a value proportional to the control signal and for short-period Fluctuations approaching zero.

2. Control device according to claim 1, which works with electrical signals, characterized in that that the additional signal is derived by the fact that the control signal by an electromagnetic Switching device (49) passes through, in which it receives the desired shape.

3. Control device according to claim 2, characterized in that the switching device (49) an output signal generator (53) whose drive motor (51) with the algebraic Sum of the control signal of a speed signal which a tachometer device, for example a generator (52) driven by the motor (51) generated, and one of the output signal generator (53) self-generated signal is excited ao, and that the latter two signals are out of phase with the control signal.

4. Control device according to claim 1 to 3, characterized in that the control signal is a Attitude error signal is or contains a corresponding signal component.

5. Control device according to claim 1 to 4, characterized characterized in that the control signal is an altitude error signal or a corresponding one Contains signal component.

6. Control device according to claim 5, characterized in that the control signal is a signal component which corresponds to the integral of the height error with respect to a reference height.

7. Control device according to claim 1 to 6, characterized in that the control signal of the further contains a follow-up signal which indicates the deflection angle and the deflection angular velocity the rudder surface reproduces (Fig. 2).

8. Control device according to claim 2 to 6, characterized in that the attitude error signal, the height error signal and the integral signal of the height error are additively mixed and their Sum is introduced on the one hand into the switching device (49) in order to obtain the additional signal, and on the other hand additive with the additional signal and the tracking signal of the rudder surface deflection is additively mixed in order to feed the resulting sum signal to the rudder surface servomotor (Fig. 1).

9. Control device according to claim 2 to 7, characterized in that the attitude error signal, the height error signal, the integral signal of the height error and the tracking signal additive are mixed and their algebraic sum is introduced into the switching device (49) on the one hand is to gain the additional signal, and on the other hand additive to the additional signal and at least one of the error signals, for example the height error signal and the integral signal of the Altitude error, is additively mixed to the resulting sum signal to the rudder surface servomotor (Fig. 2) to be supplied.

Considered publications:
U.S. Patent No. 2,512,902.

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