DE1147851B

DE1147851B - Stabilization arrangement in aircraft control systems

Info

Publication number: DE1147851B
Application number: DES64520A
Authority: DE
Inventors: Ian Kennan Lasbrey
Original assignee: Short Brothers and Harland Ltd
Current assignee: Short Brothers PLC
Priority date: 1959-08-19
Filing date: 1959-08-19
Publication date: 1963-04-25

Description

Stabilisierungsanordnung in Flugzeugsteuereinrichtungen Die Erfindung behandelt eine Stabilisierungseinrichtung in Flugregelanlagen, die zum Integrieren der von einem Steuerkreisel abgegebenen Impulse dient, wobei ein Signal erzeugt wird, das die Abweichung des Flugzeuges von einem vorbestimmten Sollwert darstellt und das einen Servomotor antreibt, der ein Ausgangsglied, beispielsweise ein Querruder, betätigt.Stabilization arrangement in aircraft control devices The invention deals with a stabilization device in flight control systems that is used to integrate the pulses emitted by a control gyro is used, generating a signal that represents the deviation of the aircraft from a predetermined target value and that drives a servo motor that drives an output element, for example an aileron, actuated.

Bei Einrichtungen für diesen Zweck tritt häufig der Nachteil auf, daß Meßfehler, die durch die im Steuerkreisel vorhandene Reibung und durch bei der Messung auftretende verfälschende Drehmomente bewirkt werden, fortlaufend integriert werden. Wegen der Reibungseinflüsse ist es daher unwahrscheinlich, daß der Kreisel genau in seine Nullstellung zurückkehrt, wenn ein bereits erteiltes Drehmoment weggenommen wird. Hierdurch werden fortlaufend kleine Fehlerimpulse mitintegriert, während die Einrichtung bereits zur Ruhe gekommen zu sein scheint, so daß der Pilot unwillkürlich zusätzliche Steuerbewegungen ausführt, um den festgelegten Kurs einzuhalten.Facilities for this purpose often have the disadvantage that that measurement errors caused by the friction present in the control gyro and by the Falsifying torques that occur in the measurement are continuously integrated will. Because of the effects of friction, it is therefore unlikely that the gyro exactly returns to its zero position when an already issued torque is removed will. As a result, small error pulses are continuously integrated, while the Facility seems to have already come to a standstill, so that the pilot involuntarily Makes additional steering movements to maintain the set course.

Um diesem Nachteil bei Flugzeugsteuerungen dieser Art abzuhelfen, wurde bereits vorgeschlagen, den Integratorkondensator, von dem das integrierte Signal erzeugt wird, mit einem hohen Widerstand zu überbrücken. Diese Abhilfe hat jedoch kein zufriedenstellendes Ergebnis gezeigt, so daß es Aufgabe der Erfindung sein soll, andere Mittel vorzusehen, wodurch die im integrierten Ausgang des Steuerkreisels erzeugten Fehler im wesentlichen vermieden oder zumindest verringert werden sollen.To remedy this disadvantage with aircraft controls of this type, has already been proposed the integrator capacitor, from which the integrated Signal generated is bridged with a high resistance. This workaround has however, no satisfactory result has been shown, so that it is an object of the invention should be to provide other means whereby the integrated output of the control gyro generated errors should essentially be avoided or at least reduced.

Die Stabilisierungseinrichtung nach der Erfindung geht aus von einer Mehrzahl von Signalübertragungskanälen, denen je ein Servomotor zum Antrieb eines gemeinsamen Ausgangsgliedes der Ruderanlage zugeordnet ist, wobei der Servomotor auf die vom Ausgang einer für jeden. Kanal getrennt vorgesehenen Integratoreinheit zugeführten Signale anspricht und wobei ein Steuersignal von einem für jeden Kanal getrennt vorgesehenen und auf die Abweichungen des Flugzeuges um die betreffende Drehbewegungsachse ansprechenden Steuerkreisel in die Integratoreinheit eingespeist wird, und kennzeichnet sich erfindungsgemäß dadurch, daß in jedem Kanal Vorrichtungen zum Vergleich des Ausgangssignals der Integratoreinheit mit dem Ausgangssignal eines gemeinsamen Sollwertkreisels vorgesehen sind, wodurch ein Korrektursignal erzeugt wird, das die im Ausgangssignal der Integratoreinheit enthaltenen fehlerhaften Impulse kompensiert.The stabilization device according to the invention is based on a Multiple signal transmission channels, each of which has a servo motor to drive one common output member of the steering gear is assigned, the servo motor on the exit one for each. Channel separately provided integrator unit is responsive to supplied signals and wherein a control signal of one for each channel separately provided and on the deviations of the aircraft to the relevant Rotational axis responsive control gyro fed into the integrator unit is, and is characterized according to the invention in that devices in each channel to compare the output signal of the integrator unit with the output signal of a common setpoint gyro are provided, whereby a correction signal is generated that the erroneous pulses contained in the output signal of the integrator unit compensated.

Im Zusammenwirken mit der Stabilisierungseinrichtung kann der Ausgang des Sollwertkreisels mit einem von der Stellung des manuell bedienten Steuerknüppels abhängigen proportionalen Signals verglichen werden, außerdem kann, die Abweichung zwischen dem Istwertsignal und dem Sollwertsignal durch elektromechanische Einrichtungen ermittelt und dem Ausgangssignal, das in einen Servoverstärker geleitet wird, eine Grenze gesetzt werden.In cooperation with the stabilization device, the output of the setpoint gyro with one of the position of the manually operated control stick dependent proportional signal can also be compared, the deviation between the actual value signal and the setpoint signal by electromechanical devices determined and the output signal, which is fed into a servo amplifier, a Limit to be set.

Zwei Ausführungsformen der Stabilisierungseinrichtung sind in der Zeichnung dargestellt, und zwar beschränken sich die Fig. 1 und 2 darauf, in schematischer Form eine Anwendung auf den KanalI für die Stabilisierung der Drehbewegung um die Querachse (Längsneigung) zu zeigen, zumal es sich bei den Kanälen II und III, die der Stabilisierung der Drehbewegungen um die Längsachse und um die Hochachse dienen, um die gleiche gerätemäßige Ausrüstung handelt.Two embodiments of the stabilization device are shown in FIG Drawing shown, and that Figs. 1 and 2 are limited to in schematic Form an application to the channel I for the stabilization of the rotational movement around the Transverse axis (longitudinal inclination) to show, especially since it is with the channels II and III, the serve to stabilize the rotary movements around the longitudinal axis and around the vertical axis, the same equipment is involved.

In jedem der drei Kanäle I, II und III der Stabilisierungseinrichtung ist ein elektrischer Steuerkreisel RG vorgesehen, der mit einem veränderlichen Widerstand R1 in Verbindung steht und mit einem Servoverstärker SA sowie mit einem Integrator INT1 verbunden ist, wobei der Ausgang des Integrators dem Servoverstärker SA zugeleitet wird.An electrical control circuit RG is provided in each of the three channels I, II and III of the stabilization device, which is connected to a variable resistor R1 and is connected to a servo amplifier SA and to an integrator INT1, the output of the integrator being fed to the servo amplifier SA will.

Das Ausgangssignal des Servoverstärkers SA treibt einen Motor TM an, der das hydraulische Steuerventil V des elektrohydraulischen Servomotors SM bewegt, dessen Ausgangshebel L das Ruderorgan des Flugzeuges über eine mechanische Verbindung auslenkt. Durch den Ausgangshebel L wird: zur Erzeugung eines der Verschiebung proportionalen Impulses ein Einstellwiderstand R4 bewegt, von dem aus ein der Servomotorverstellbewegung entsprechender Impuls dem Servoverstärker SA zugeleitet wird.The output signal of the servo amplifier SA drives a motor TM which moves the hydraulic control valve V of the electrohydraulic servo motor SM , the output lever L of which deflects the rudder element of the aircraft via a mechanical connection. The output lever L: moves a setting resistor R4 to generate a pulse proportional to the displacement, from which a pulse corresponding to the servo motor adjustment movement is fed to the servo amplifier SA.

Die Bewegung des Steuerventils V wird durch einen Verschiebungsabgriff VPO überwacht, dessen Impuls als Annäherungswert für die Servomotorverschlebungsgröße dem Servoverstärker SA und außerdem bei FDC einem Schaltkreis zur Ermittlung von Fehlern zugeleitet wird.The movement of the control valve V is controlled by a displacement tap VPO monitors whose pulse as an approximation for the servomotor shift quantity the servo amplifier SA and, in the case of FDC, a circuit for determining Errors.

Weiterhin sieht die Schaltanordnung einen Sollwertkreisel AG und einen Ausgangswiderstand R, vor, der über einen Differenzverstärker DA mit einem Integrator INT2 verbunden ist. Der Integrator INT2 ermittelt den Unterschied zwischen den Ausgangssignalen des Kreisels AG und des Steuerknüppelwiderstandes CR2, der über dem Widerstand R6 an den Servoverstärker SA geleitet wird. Durch die Einschaltung einer geeigneten Untersetzung zwischen dem elektromechanisch arbeitenden Integrator INT2 und dem Widerstand R6 wird das Maximalmali der Veränderung dieses Impulses begrenzt.Furthermore, the switching arrangement provides a setpoint value gyro AG and an output resistor R, which is connected to an integrator INT2 via a differential amplifier DA. The integrator INT2 determines the difference between the output signals of the gyro AG and the stick resistor CR2, which is passed through the resistor R6 to the servo amplifier SA . By switching on a suitable reduction between the electromechanically operating integrator INT2 and the resistor R6, the maximum time the change in this pulse is limited.

Der durch die manuellen Bewegungen des Steuerknüppels CC betätigte Widerstand CRi ist mit dem Servoverstärker SA verbunden.The CC operated by the manual movements of the joystick Resistor CRi is connected to the servo amplifier SA.

Mit dem Steuerkreisel RG ist ein Widerstand R1 verbunden, der außerdem mit dem ServoverstärkerSA und mit dem Integrator INTi in Verbindung steht, wobei die Widerstände R2 und R3 durch den Integrator INTi gespeist werden. Vom Widerstand R2 läuft ein Impuls zum Servoverstärker SA, und von dem Widerstand R3 führt ein Impuls zum Abdrift-Korrekturverstärker DCA, in dem das erzeugte Flugzeug-Sollwestsignal mit dem Sollwertkreisel AG und dem damit verbundenen Widerstand R" gemessenen Flugzeug-Sollwert verglichen wird. Der dieser Differenz entsprechende Ausgang des Verstärkers DCA führt eine Einstellung der Neutralebene des Integrators INT2 herbei, wodurch der rotgang des Steuerkreisels und des Integrators sowie die Hysterese und: andere Fehlerquellen kompensiert werden.A resistor R1 is connected to the control circuit RG and is also connected to the servo amplifier SA and to the integrator INTi, the resistors R2 and R3 being fed by the integrator INTi. A pulse runs from the resistor R2 to the servo amplifier SA, and from the resistor R3 a pulse leads to the drift correction amplifier DCA, in which the aircraft setpoint west signal generated is compared with the setpoint value gyro AG and the associated resistance R ″ measured aircraft setpoint value the output of the amplifier DCA corresponding to this difference brings about a setting of the neutral level of the integrator INT2, whereby the red movement of the control circuit and the integrator as well as the hysteresis and other sources of error are compensated.

Um eine Erhöhung der Sicherheit zu erreichen, kann, der Servoverstärker SA mit einem Spannungsbegrenzer ausgerüstet werden, so daß beim Ausfall des überwachungs-Sollwer(kreisels AG oder seines Widerstandes R, der dem Integrator INTi zugeleitete Spannungsfehler auf einen vorbestimmten Wert begrenzt wird.To increase safety, the servo amplifier SA can be equipped with a voltage limiter so that if the monitoring setpoint (gyro AG or its resistor R) fails, the voltage error sent to the integrator INTi is limited to a predetermined value.

Bei der in Fig. 2 dargestellten Ausführungsform erhält der Differentialverstärker DA seine Eingangsimpulse vom Steuerknüppelwiderstand CRi, während das erzugte Flugzeug-Sollwertsignal vom Widerstand R2 gespeist wird. Der Ausgang des Verstärkers DA speist den Integrator INT2, dessen Ausgangsimpulse über dem Widerstand Re dem Servoverstärker SA zugeleitet wird. Der @ollweitkreisel AG und sein zugehöriger Widerstand R$ speisen nur den Abtriebs-Korrekturverstärker DCA, wodurch das vom Widerstand R5 kommende Signal mit dem erzeugten Flugzeug-Sollwertsignal, das vom Widerstand: R3 kommt, verglichen wird. Der Verstärkungsausgang dient dazu, die Neutralebene des Integrators INTi in. der bereits in Fig. 1 beschrieben Weise einzustellen. Alle übrigen Teile des in Fig. 2 dargestellten Systems entsprechen. dem Schaltschema von Fig. 1.In the embodiment shown in FIG. 2, the differential amplifier DA receives its input pulses from the stick resistor CRi, while the aircraft setpoint signal generated is fed from the resistor R2. The output of the amplifier DA feeds the integrator INT2, whose output pulses are fed to the servo amplifier SA via the resistor Re. The @ollweitkreisel AG and its associated resistor R $ only feed the output correction amplifier DCA, whereby the signal coming from the resistor R5 is compared with the aircraft setpoint signal that comes from the resistor: R3. The gain output is used to set the neutral level of the integrator INTi in the manner already described in FIG. All other parts of the system shown in FIG. 2 correspond. the circuit diagram of FIG. 1.

Claims

PATENT CLAIMS: 1. Stabilization arrangement in aircraft control devices with a plurality of signal transmission channels, each of which is assigned a servomotor for driving a common output element of the steering gear, the servomotor responding to the signals supplied from the output of an integrator unit provided separately for each channel and with a control signal from a control gyro, which is provided separately for each channel and responds to deviations of the aircraft around the relevant rotational axis, is fed into the integrator unit, characterized in that in each channel (I, 1I, 11I) devices for comparing the output signal of the integrator unit (INTi) with the output signal of a target value gyro (AG) are provided, whereby a correction signal is generated: which compensates for the incorrect pulses contained in the output signal of the integrator unit (INTi).

2. Arrangement according to claim 1, characterized in that a signal coming from the output of an integrator unit (INT2) is fed into the input of the servo motor (SM) of each channel, a correction signal being fed into the input of this integrator unit (INT2) which, results from the difference between the output signal of the Soallwerty gyro (AG) and a signal that the manual presentation of the joystick (CC) and the deflection of the rudder surfaces. is equivalent to.

3. Arrangement according to claim 1, characterized in that d'ali in the input of the servo motor (SM) a signal coming from the output of an integrator unit (INT2) is routed to each channel is fed into the input of this integrator unit (INT2) a correction signal that results from the difference between the output signal of the integrator unit (INTi) of each channel and a signal results in the manual adjustment of the joystick (CC) and the deflection of the rudder surfaces.

4. Arrangement according to claim 1 and 2, characterized in that the output signal of each of the individual channels (I, 1I, 11I) belonging integrator unit (INTi) is fed into a servo amplifier (SA) arranged in each channel, from which it is fed into the input of the servo motor (SM) provided for each channel, and the output signal. of the common integrator unit (INT2) is fed into the individual servo amplifiers (SA) provided in the channels.

5. Arrangement according to claims 1 to 4, characterized in that each servo motor (SM) one through input signals having driven electromechanical input device (TM) connected to the control valve (V) a fluid pressure servomotor (SM) is connected, the output of which is mechanical is connected to a lever (L) for actuating the rudder surface device.

6th Arrangement according to claim 5, characterized in that each channel (I, 1I, III) has a feedback loop that is fed into the input of the servo amplifier, (SA) returns a signal that corresponds to the deflection of the rudder surface.

7. Device according to claim 6, characterized in that each channel has a feedback circuit which feeds a signal corresponding to the position of the servo motor valve (V) to the input of the servo amplifier (SA). B. Device according to claim 5 and 7, characterized by a device (FDC) for detecting faulty pulses, which is in operative connection with the servomotor valve M and is actuated by a signal dependent on the position of this valve. References Considered: British Patent Specification No. 853,674. Prior Patents Considered: German Patents Nos. 1110 527, 1120 886.