DE1177495B

DE1177495B - Control device for the landing approach of an aircraft with jet propulsion

Info

Publication number: DE1177495B
Application number: DES77560A
Authority: DE
Inventors: Alfred Trinkler
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 1961-01-18
Filing date: 1962-01-16
Publication date: 1964-09-03

Description

Regeleinrichiung für den Landeanflug eines Luftfahrzeuges mit Düsenantrieb Die Erfindung bezieht sich auf eine Regeleinrichtung für den Landeanflug eines Luftfahrzeuges mit Düsenantrieb.Control device for the landing approach of an aircraft with jet propulsion The invention relates to a control device for the landing approach of an aircraft with jet drive.

Während des Landeanflugs muß der Pilot die Flugparameter des Luftfahrzeuges, insbesondere die Geschwindigkeit und den Anstellwinkel innerhalb enger Grenzen halten. Um den Piloten zu entlasten, ist es daher erwünscht, Einrichtungen vorzusehen, welche wenigstens einen Flugparameter selbsttätig innerhalb angemessen enger Grenzen halten.During the landing approach, the pilot must check the flight parameters of the aircraft, in particular, keep the speed and the angle of attack within narrow limits. In order to relieve the pilot, it is therefore desirable to provide facilities which keep at least one flight parameter automatically within reasonably narrow limits.

Geräte, welche beispielsweise die Fluggeschwindigkeit oder den Anstellwinkel eines Luftfahrzeuges als Differenz zweier Drücke wiedergeben, sind bekannt. Die Erfindung beruht darauf, Änderungen dieser Druckdifferenz zur Regelung auszunutzen. Diese Änderungen sind beim Landeanflug außerordentlich gering, weil die Fluggeschwindigkeit bzw. der Anstellwinkel sich beim Landeanflug nur wenig ändern. Da andererseits die Regelung sehr genau sein muß, ist es notwendig, diese Änderungen in hohem Maße zu verstärken.Devices, for example, the airspeed or the angle of attack of an aircraft as the difference between two pressures are known. the The invention is based on using changes in this pressure difference for regulation. These changes are extremely small on the landing approach, because the airspeed or the angle of attack change only a little on the landing approach. On the other hand, the Regulation must be very precise, it is necessary to make these changes to a great extent strengthen.

Es ist eine druckempfindliche Dosen aufweisende Einrichtung bekannt, mittels welcher, insbesondere in Abhängigkeit von der Höhe, das übersetzungsverhältnis zwischen dem Steuerhebel des Piloten und der durch diesen gesteuerten Regelstange der Gasdrossel verändert wird. Die druckempfindlichen Dosen arbeiten auf eine rein mechanische Vorrichtung, die ihrerseits eine hydraulische Vorrichtung steuert.It is known a device having pressure-sensitive cans, by means of which, in particular depending on the height, the transmission ratio between the pilot's control lever and the control rod controlled by the pilot the gas throttle is changed. The pressure sensitive cans work on a purely mechanical device which in turn controls a hydraulic device.

Es ist weiterhin eine Geschwindigkeitsanzeigevorrichtung bekannt, welche ein elektrisches Signal aussendet, wenn die Fluggeschwindigkeit oder die Machzahl einen vorbestimmten Wert erreicht. Die die Geschwindigkeit und die Machzahl wiedergebenden Signale werden an Dosen oder Kapseln angelegt, welche die elektrischen Kontakte verschieben.It is also known a speed display device, which sends out an electrical signal when the airspeed or the Mach number reaches a predetermined value. The speed and the mach number reproducing signals are applied to cans or capsules, which the electrical Move contacts.

Diese bekannten Vorrichtungen weisen verschiedene Nachteile auf, so daß sie für die Regelung beim Landeanflug nicht verwendet werden können.These known devices have various disadvantages, see above that they cannot be used to control the landing approach.

Einmal können die verwendeten Dosen oder Kapseln für die Praxis nicht empfindlich genug ausgeführt werden, um die beim Landeanflug auftretenden geringen Änderungen des entsprechenden Flugparameters abzufühlen. Werden sie derart weich oder nachgiebig ausgeführt, daß sie die nötige Empfindlichkeit besitzen, dann werden sie durch die bei normalem Flug auftretenden starken dynamischen Drücke durch Zerplatzen oder starkes Zusammendrücken zerstört. Weiterhin ist bei den bekannten Einrichtungen keine Vorkehrung dafür getroffen, um Reibungseinflüsse bei den die Verformungen der Dosen oder Kapseln übertragenden Organen bzw. Vorrichtungen auszuschalten. Außerdem sind sie in ihrer Arbeitsweise darauf beschränkt, bei Ansprechen auf ein Eingangssignal ein elektrisches oder mechanisches Ausgangssignal zu erzeugen.Once the cans or capsules used for the practice cannot be used executed sensitively enough to avoid the small ones that occur during the landing approach To sense changes in the corresponding flight parameter. They get so soft or resiliently executed that they have the necessary sensitivity, then will it is caused by the strong dynamic pressures that occur during normal flight due to bursting or strong compression destroyed. Furthermore, in the known facilities no provision is made to avoid frictional effects on the deformations of organs or devices transmitting cans or capsules. aside from that they are limited in their mode of operation when responding to an input signal generate an electrical or mechanical output signal.

Die Erfindung bezweckt dementsprechend, unter Vermeidung der Nachteile der bekannten Einrichtungen eine Regeleinrichtung für den Landeanflug eines Luftfahrzeuges mit Düsenantrieb zu schaffen, mittels welcher ein Flugparameter, beispielsweise die Geschwindigkeit oder der Anstellwinkel, selbsttätig innerhalb für den gewählten Betriebszustand zulässiger Grenzen gehalten wird, wobei die Regelung durch Beeinflussung des Schubes erfolgt.The invention aims accordingly, while avoiding the disadvantages the known devices a control device for the landing approach of an aircraft to create with jet propulsion, by means of which a flight parameter, for example the speed or the angle of attack, automatically within for the selected Operating state is kept within permissible limits, the regulation by influencing the thrust takes place.

Die Erfindung bezweckt ferner, eine derartige Regeleinrichtung mit einer im Luftfahrzeug bereits vorhandenen Einrichtung zu kombinieren, mittels welcher der Schub als Funktion eines Motorparameters, beispielsweise des Ausgangsdruckes des Verdichters, geregelt werden kann.The invention also aims to have such a control device to combine a device already present in the aircraft, by means of which the thrust as a function of an engine parameter, for example the outlet pressure of the compressor, can be regulated.

Die Erfindung geht dabei von einer Regeleinrichtung für den Landeanflug eines Luftfahrzeuges mit Düsenantrieb aus, bei welcher ein Verstärker vorgesehen ist, der ein Eingangssignal in Form zweier Drücke erhält, deren Differenz einen Flugparameter des Luftfahrzeuges, beispielsweise die Geschwindigkeit oder den Anstellwinkel, mißt, und der ein Ausgangssignal aussendet, welches den Schub beeinflußt, um den Flugparameter in engen Grenzen zu halten.The invention is based on a control device for the landing approach of an aircraft with jet propulsion, in which an amplifier is provided that receives an input signal in the form of two pressures, the difference of which is one Flight parameters of the aircraft, for example the speed or the angle of attack, measures, and the one output signal sends out, which affects the thrust, in order to keep the flight parameters within narrow limits.

Der erstgenannte Zweck wird bei einer derartigen Regeleinrichtung gemäß der Erfindung dadurch erreicht, daß die das Eingangssignal bildenden beiden Drücke an je eine Seite einer ersten Membran angelegt sind, die ein abgedichtetes Gehäuse in zwei Kammern teilt, wobei eine Wand dieses Gehäuses durch eine zweite verformbare Membran gebildet ist, die einen Hebel schwenkbar lagert, dessen innerer Arm an der ersten Membran abgestützt ist, und dessen äußerer Arm das Ausmaß einer Leckströmung steuert, die einen das Ausgangssignal darstellenden Druck verändert.The first-mentioned purpose is achieved with such a control device achieved according to the invention in that the two forming the input signal Pressures are applied to each side of a first membrane, which is a sealed Housing divides into two chambers, one wall of this housing through a second deformable membrane is formed, which supports a lever pivotably, the inner Arm is supported on the first membrane, and the outer arm of the extent of a Controls leakage flow which changes a pressure representing the output signal.

Bei einer Ausführungsform der Erfindung, bei welcher der zu regelnde Flugparameter beispielsweise die Fluggeschwindigkeit ist und die beiden das Eingangssignal darstellenden Drücke der Gesamtdruck und der statische Druck sind, ist die Verformung der ersten Membran durch Anschläge begrenzt, die in der unter statischem Druck stehenden Kammer angeordnet sind, und die zweite Membran bildet eine Wand dieser Kammer.In one embodiment of the invention, in which the to be regulated Flight parameters are, for example, the airspeed and the two are the input signal Representative pressures are the total pressure and the static pressure is the deformation the first membrane limited by stops that are under static pressure in the Chamber are arranged, and the second membrane forms a wall of this chamber.

Bei einer weiteren Ausführungsform der Erfindung trägt der äußere Arm des Hebels ein Ablenkorgan, welches in einer zwischen zwei Röhren frei verlaufenden Mediumströmung angeordnet ist und diese Strömung mehr oder weniger ablenkt, wodurch der Druck in der stromabwärtsseitigen Röhre verändert wird, die mit einem druckempfindlichen Organ verbunden ist, welches das Ausmaß der Leckströmung steuert, die den das Ausgangssignal darstellenden Druck verändert.In a further embodiment of the invention, the outer carries Arm of the lever is a deflecting element which runs freely between two tubes Medium flow is arranged and this flow deflects more or less, whereby the pressure in the downstream tube is changed using a pressure sensitive Organ is connected, which controls the extent of the leakage flow that the output signal performing print changed.

Das Kombinieren der erfindungsgemäßen Regeleinrichtung mit einer Einrichtung, bei welcher die Schubregelung bei normalem Flug durch Verändern des Schubdüsenquerschnitts mittels eines Druckes erfolgt, der als Funktion eines Flugparameters vorhanden ist (beispielsweise durch einen dem Druck am Ausgang des Verdichters proportionalen Druck), wird gemäß der Erfindung dadurch erreicht, daß die Leckströmung diesen Druck moduliert und der modulierte Druck den Querschnitt der Schubdüse regelt, wodurch der Düsenquerschnitt auch unter der Wirkung der Regeleinrichtung für den Landeanflug weiterhin in Abhängigkeit des Motorparameters geregelt ist.The combination of the control device according to the invention with a device in which the thrust control in normal flight by changing the thrust nozzle cross-section takes place by means of a pressure which is present as a function of a flight parameter (for example by means of a pressure proportional to the pressure at the compressor outlet Pressure), is achieved according to the invention in that the leakage flow has this pressure modulated and the modulated pressure regulates the cross section of the exhaust nozzle, whereby the nozzle cross-section also under the action of the control device for the landing approach is still regulated as a function of the engine parameter.

Durch die Erfindung wird eine Regeleinrichtung geschaffen, die eine Membran aufweist, die sehr empfindlich ist, jedoch durch feste Anschläge gegen dauernde und übermäßige Verformung geschützt ist. Ein weiterer Vorteil der erfindungsgemäßen Regeleinrichtung besteht darin, daß keine Reibung vorhanden ist, so daß insgesamt eine außerordentlich genaue Regelung des Flugzustandes beim Landeanflug erhalten wird.The invention provides a control device that has a Has membrane, which is very sensitive, but by firm stops against permanent and excessive deformation is protected. Another advantage of the invention Control device is that there is no friction, so that overall receive an extremely precise control of the flight condition during the landing approach will.

Außerdem kann das pneumatische Ausgangssignal an einen Druck angelegt werden, der bereits als Funktion eines Motorparameters vorhanden ist, und zwar erfolgt dies derart, daß dieses Ausgangs- i signal, wenn es an das gesteuerte Organ (z. B. die Vorrichtung zum Regeln des Schubdüsenquerschnitts) zum Regeln des Schubes auf einen für den Landeanflug geeigneten Wert angelegt wird, dieses gesteuerte Organ trotzdem weiterhin unter der Ab- t hängigkeit des genannten Motorparameters läßt.In addition, the pneumatic output signal can be applied to a pressure that already exists as a function of a motor parameter, and that takes place this in such a way that this output i signal, when it is sent to the controlled organ (e.g. B. the device for regulating the thrust nozzle) to regulate the thrust is applied to a value suitable for the landing approach, this controlled organ nevertheless, it can still be dependent on the specified motor parameter.

Die Erfindung ist unter Bezugnahme auf die Zeichnungen beispielsweise erläutert. F i g. 1 ist eine schematische Darstellung einer erfindungsgemäßen Regelvorrichtung; F i g. 2 zeigt eine Kennlinie der Vorrichtung der Fig.l; F i g. 3 zeigt schematisch eine andere Ausführungsform einer erfindungsgemäßen Regelvorrichtung; F i g. 4 zeigt die Kennlinie der Vorrichtung der Fig.3.The invention is exemplary with reference to the drawings explained. F i g. 1 is a schematic representation of a control device according to the invention; F i g. Fig. 2 shows a characteristic curve of the device of Fig.l; F i g. 3 shows schematically another embodiment of a control device according to the invention; F i g. 4 shows the characteristic of the device of FIG.

Die Vorrichtung der F i g. 1 besitzt ein Gehäuse aus drei Teilen 1, 2 und 3, welche drei Kammern 4, 5 und 6 bilden. Die Kammern 4 und 5 sind durch eine ebene Metallmembran 7 getrennt, während die Kammern 5 und 6 durch eine gewellte Membran 8 getrennt sind. Die Membranen 7 und 8 sind dicht zwischen den Teilen des Gehäuses eingespannt. Die Kammern 4 und 5 sind dicht und mit Rohrleitungen 4' und 5' versehen, durch welche sie unter Druck gesetzt werden können. Die Membran 7 bewegt sich je nach dem Unterschied der in diesen beiden Kammern herrschenden Drücke nach oben oder nach unten. Diese Bewegungen werden nach unten durch feste Anschläge 10 und nach oben durch eine Stellschraube 9 begrenzt. Eine Druckfeder 13 stützt sich an einem unteren Sitz 14 ab, dessen Höhe mittels einer Schraube 15 eingestellt werden kann, und drückt ihren oberen Sitz 16 über einen Kugelkopf 18 gegen eine an der Membran 7 befestigte Platte 17. The device of FIG. 1 has a housing made up of three parts 1, 2 and 3 which form three chambers 4, 5 and 6. The chambers 4 and 5 are separated by a flat metal membrane 7, while the chambers 5 and 6 are separated by a corrugated membrane 8. The membranes 7 and 8 are tightly clamped between the parts of the housing. The chambers 4 and 5 are tight and provided with pipes 4 'and 5' through which they can be pressurized. The membrane 7 moves up or down depending on the difference in the pressures prevailing in these two chambers. These movements are limited at the bottom by fixed stops 10 and at the top by an adjusting screw 9. A compression spring 13 is supported on a lower seat 14, the height of which can be adjusted by means of a screw 15, and presses its upper seat 16 via a spherical head 18 against a plate 17 fastened to the membrane 7.

An diesem oberen Sitz 16 ist ein Hebel 19, 20, 21 befestigt, welcher bei 20 an der Metallmembran 8 angebracht ist, deren Wellungen dem Hebel 19, 20, 21 eine Schwenkung um den Punkt 20 ermöglichen. Wenn z. B. der Druckunterschied zwischen der Kammer 4 und der Kammer 5 zunimmt, verstellt sich die Membran 7 nach unten, wobei sie den Sitz 16 mitnimmt, welcher durch die Feder 13 gegen sie gedrückt bleibt, welche den Kugelkopf 18 gegen die Platte 17 drückt. Der Hebel 19, 20, 21 dreht sich dann in der Ebene der Figur im Gegenuhrzeigersinn, wobei er den zwischen den Wellungen der Membran 8 liegenden Teil 20 infolge der Nachgiebigkeit derselben mitnimmt. Ferner verstellt der veränderliche Druckunterschied zwischen den Kammern 5 und 6 die Membran 8 nach rechts oder nach links. Bei dieser Bewegung gleitet der Kugelkopf 18 an der Platte 17, die Schräglage des Hebels 19, 20, 21 wird jedoch hierdurch praktisch nicht verändert. Die Kammer 6 steht mit dem Außenraum über Öffnungen 11 und 12 in Verbindung. Das Ende 21 des Hebels 19, 20, 21 liegt einer Düse 22 gegenüber, welche in die Kammer 6 mündet und mit Druckluft durch eine Leitung 23' gespeist wird, welcher von der ein Regelglied 27 speisenden Rohrleitung 23 abgezweigt ist, welche eine Druckregelungsblende 24 enthält. Die durch die Leitung 23' an der Leitung 23 entnommene Druckluft tritt durch die Düse 22 in die Kammer 6 entsprechend den Pfeilen 22' ein und wird aus dieser Kammer 6 durch die Öffnungen 11 und 12 durch schematisch bei 11' und 12' dargestellte Strahlen abgeführt. Die aus der Düse 22 austretende, schematisch durch die Pfeile 22' dargestellte Druckluftströmung ist als Leckströmung bezeichnet. Der der Düse 22 gegenüberliegende Abschnitt 21 des Hebels 19, 20, 21 bestimmt die öffnung dieser Düse. Wenn der Hebel 19, 20, 21 sich gemäß dem oben angenommenen Beispiel im Gegenuhrzeigersinn dreht, entfernt sich sein Arm 21 von der Düse 22 und vergrößert ihre Öffnung, wodurch die Leckströmung vergrößert wird. Die Vorrichtung der F i g. 1 dient zur Regelung des Schubes eines Düsenflugzeuges in Abhängigkeit von der angezeigten Geschwindigkeit. Die Kammern 4 und 5 sind durch die Leitungen 4' und 5' mit den Abnahmestellen für den Gesamtdruck bzw. den statischen Druck einer außerhalb des Flugzeuges angebrachten Geschwindigkeitssonde S verbunden. Die Öffnung der Treibdüse des Flugzeuges wird in an sich bekannter Weise durch den schematisch bei 27 dargestellten Regler gesteuert, welcher auf den Druck anspricht, den er von einem Dreiwegehahn 28 empfängt. Bei der Abnahme dieses Druckes öffnet der Regler 27 die Treibdüse, wodurch der Schub verringert wird, und umgekehrt. Der Dreiwegehahn 28 gestattet, an den Regler 27 entweder den Druck eines normalen Druckreglers 25 oder den der Leitung 23 anzulegen, wobei der Regler 25 und die Leitung 23 am Eingang durch eine Leitung 26 den Ausgangsdruck P2 des Verdichters des Turbotriebwerkes empfangen. Im normalen Flug verringert der Regler 25 den Druck P2 in einem festen Verhältnis ß, so daß der Druck ß P2 an den Regler 27 angelegt wird. Beim Ansetzen zur Landung wird der Dreiwegehahn 28 in die in F i g. 1 dargestellte Stellung gebracht, so daß der Druck P2 in der mittels einer Schraube 24' einstellbaren Druckregelungsblende 24 entsprechend der bei 23' entnommenen Leckströmung 22' herabgesetzt wird, so daß schließlich an den Regler 27 ein Druck ß' P2 angelegt wird.A lever 19, 20, 21 is attached to this upper seat 16 and is attached at 20 to the metal membrane 8, the corrugations of which enable the lever 19, 20, 21 to pivot about the point 20. If z. B. the pressure difference between the chamber 4 and the chamber 5 increases, the membrane 7 moves downwards, taking the seat 16 with it, which remains pressed against it by the spring 13 which presses the ball head 18 against the plate 17. The lever 19, 20, 21 then rotates counterclockwise in the plane of the figure, taking with it the part 20 lying between the corrugations of the membrane 8 as a result of its flexibility. Furthermore, the variable pressure difference between the chambers 5 and 6 adjusts the membrane 8 to the right or to the left. During this movement, the ball head 18 slides on the plate 17, but the inclined position of the lever 19, 20, 21 is practically not changed as a result. The chamber 6 communicates with the outside space via openings 11 and 12. The end 21 of the lever 19, 20, 21 lies opposite a nozzle 22 which opens into the chamber 6 and is fed with compressed air through a line 23 'which is branched off from the pipeline 23 which feeds a control element 27 and which contains a pressure control orifice 24 . The compressed air withdrawn through the line 23 'on the line 23 passes through the nozzle 22 into the chamber 6 according to the arrows 22' and is discharged from this chamber 6 through the openings 11 and 12 by jets shown schematically at 11 ' and 12' . The compressed air flow which emerges from the nozzle 22 and is shown schematically by the arrows 22 ' is referred to as the leakage flow. The section 21 of the lever 19, 20, 21 opposite the nozzle 22 determines the opening of this nozzle. When the lever 19, 20, 21 rotates counterclockwise according to the example assumed above, its arm 21 moves away from the nozzle 22 and enlarges its opening, whereby the leakage flow is increased. The device of FIG. 1 is used to regulate the thrust of a jet aircraft as a function of the displayed speed. The chambers 4 and 5 are connected by the lines 4 ' and 5' to the take-off points for the total pressure or the static pressure of a speed probe S attached outside the aircraft. The opening of the propulsion nozzle of the aircraft is controlled in a manner known per se by the regulator shown schematically at 27, which is responsive to the pressure it receives from a three-way valve 28. When this pressure decreases, the regulator 27 opens the propellant nozzle, which reduces the thrust, and vice versa. The three-way valve 28 allows either the pressure of a normal pressure regulator 25 or that of the line 23 to be applied to the regulator 27, the regulator 25 and the line 23 receiving at the input through a line 26 the output pressure P2 of the compressor of the turbo engine. During normal flight, the regulator 25 reduces the pressure P2 in a fixed ratio β, so that the pressure β P2 is applied to the regulator 27. When preparing to land, the three-way cock 28 is turned into the position shown in FIG. 1 brought position, so that the pressure P2 in the adjustable by means of a screw 24 ' pressure control orifice 24 is reduced in accordance with the leakage flow 22' taken at 23 ', so that finally a pressure ß' P2 is applied to the regulator 27.

Der von der Geschwindigkeit des Flugzeuges abhängige Differentialdruck Popo wird durch die Sonde S an die Membran 7 angelegt, deren Oberseite dem Gesamtdruck Po durch die Leitung 4' und die Kammer 4 ausgesetzt ist, während ihre Unterseite dem statischen Druck p. durch die Leitung 5' und die Kammer 5 ausgesetzt wird. Die Spannung der Feder 13 ist mittels der Stellschraube 15 so eingestellt, daß die Membran 7 unverformt ist, wenn der Differentialdruck Popo einem richtigen Wert der Annäherungsgeschwindigkeit zur Landung entspricht. Die Spannung der Feder 13 hält dann diesem Druck genau das Gleichgewicht. Der Hebel 19, 20, 21 nimmt die in der Zeichnung dargestellte Stellung ein, und die Schraube 24' zur Einstellung der Blende 24 wird so eingestellt, daß der von der Entspannung in der Blende 24 und der Entnahme der Leckströmung 22' herrührende Druck ß' P2 den Wert annimmt, welcher über den Regler 27 der Treibdüse die Öffnung gibt, welche dem zur Aufrechterhaltung der richtigen Landegeschwindigkeit des Flugzeuges erforderlichen Schub entspricht. The differential pressure Popo , which is dependent on the speed of the aircraft, is applied by the probe S to the membrane 7, the upper side of which is exposed to the total pressure Po through the line 4 ' and the chamber 4 , while its lower side is exposed to the static pressure p. through the line 5 'and the chamber 5 is exposed. The tension of the spring 13 is adjusted by means of the adjusting screw 15 so that the membrane 7 is undeformed when the differential pressure Popo corresponds to a correct value of the approach speed for landing. The tension of the spring 13 then precisely balances this pressure. The lever 19, 20, 21 assumes the position shown in the drawing, and the screw 24 'for adjusting the diaphragm 24 is set so that the pressure ß' resulting from the relaxation in the diaphragm 24 and the removal of the leakage flow 22 ' P2 assumes the value which, via regulator 27, gives the propellant nozzle the opening which corresponds to the thrust required to maintain the correct landing speed of the aircraft.

Die Vorrichtung wird natürlich zur Erzielung des obigen Ergebnisses ein für allemal eingestellt. Wenn die Geschwindigkeit z. B. infolge einer Zunahme des Luftwiderstandes abnimmt (welcher insbesondere von dem Ausfahren des Landegestells oder dem Einschlagen der Flügelklappen herrühren kann), nimmt der von der Sonde S gemessene und an die Membran 7 angelegte Differentialdruck Popo ab. Die Membran biegt sich dann nach oben durch und gestattet die Entspannung der Feder 13 und die Verstellung des Hebels 19, 20, 21 im Uhrzeigersinn, wodurch die Leckströmung 22' vermindert und der an den Regler 27 angelegte Druck ß7, vergrößert wird, was das Schließen der Düse und somit die Vergrößerung des Schubes zur Folge hat, welche im Gleichgewichtszustand die Zunahme des Luftwiderstandes ausgleicht. Da durch die Vorrichtung beim Ansetzen zur Landung jeder Geschwindigkeit ein bestimmter Schub entspricht, ergibt sich, daß in dem obigen Fall die endgültige stabilisierte Geschwindigkeit etwas kleiner als die ursprüngliche Geschwindigkeit sein wird.The apparatus is of course adjusted once and for all to achieve the above result. If the speed z. B. decreases as a result of an increase in air resistance (which can result in particular from the extension of the landing gear or the folding of the wing flaps), the differential pressure Popo measured by the probe S and applied to the membrane 7 decreases. The diaphragm then bends upwards and allows the spring 13 to relax and the lever 19, 20, 21 to be moved clockwise, which reduces the leakage flow 22 ' and increases the pressure ß7 applied to the regulator 27, which closes the nozzle and thus the increase in thrust, which in the equilibrium state compensates for the increase in air resistance. Since each speed corresponds to a certain thrust as a result of the device when approaching the landing, it follows that in the above case the final stabilized speed will be somewhat less than the original speed.

Im Falle einer Störung in entgegengesetztem Sinn wird die Wirkung der Vorrichtung auf die angezeigte Geschwindigkeit des Flugzeuges ebenfalls stabilisiert, jedoch in entgegengesetztem Sinn.In the event of a disturbance in the opposite sense, the effect will be the device is also stabilized to the indicated speed of the aircraft, but in the opposite sense.

F i g. 2 zeigt die Kennlinie ß' in Abhängigkeit von (PO -p.) der Vorrichtung der F i g. 1 für bestimmte Stellungen der Regelglieder 15, 24' und 9. Diese Kennlinie zeigt deutlich den Regelbereich 1, welcher von der Vorrichtung dem Koeffizienten ß' zwischen seinem Höchstwert bei A und seinem Kleinstwert bei B erteilt wird. Dieser bei A dargestellte Höchstwert ist der Wert von ß', für welchen der den Druck ß'P2 empfangende Regler 27 der Treibdüse die am stärksten geschlossene Stellung gibt, welche mit dem Druck P, am Ausgang des Verdichters im Einklang ist. Die Vorrichtung bewirkt, daß dieser Höchstwert von ß' dem kleinsten Wert von Popo entspricht, d. h. der kleinsten Geschwindigkeit, welche das Flugzeug beim Ansetzen zur Landung haben kann. Umgekehrt entspricht der bei B dargestellte Kleinstwert von ß' der weit offenen Düse, kleinen Schüben und großen Geschwindigkeiten. Die Regelung der Spannung der Feder 13 mittels der Schraube 15 bewirkt offenbar, daß einem durch die Schräglage des Hebels 19, 20, 21 -bestimmten Wert von ß' ein Wert von Popo entspricht, welcher durch Addition oder Subtraktion einer Konstanten (die Federspannung) verändert ist. Diese Einstellung durch die Schraube 15 entspricht also einer Verschiebung der Kennlinie ß'=f (Po-pa) parallel zur Abzissenachse. Die Stellschraube 9 gestattet, durch Einstellung des oberen Anschlags der Membran 7 den Höchstwert von ß' zu beeinflussen, d. h. auf der Kennlinie ß'= f (Po- pfl) den der größten Öffnung der Düse entsprechenden Punkt A festzulegen: Dieser Anschlag 9 begrenzt nämlich die Schwenkbewegung des Hebels 19, 20, 21 im Uhrzeigersinn, wodurch eine untere Grenze für die Leckströmung hergestellt wird. Umgekehrt entspricht der feste Anschlag 10 dem bei B dargestellten Kleinstwert von ß'.F i g. 2 shows the characteristic curve β 'as a function of (PO -p.) Of the device of FIG. 1 for certain positions of the control elements 15, 24 'and 9. This characteristic curve clearly shows the control range 1, which is assigned by the device to the coefficient β' between its maximum value at A and its minimum value at B. This maximum value shown at A is the value of β 'for which the regulator 27, which receives the pressure β'P2, gives the motive nozzle the most closed position, which is in harmony with the pressure P 1 at the outlet of the compressor. The device has the effect that this maximum value of β 'corresponds to the smallest value of Popo, that is to say the smallest speed which the aircraft can have when preparing to land. Conversely, the minimum value of ß 'shown at B corresponds to the wide-open nozzle, small thrusts and high speeds. The regulation of the tension of the spring 13 by means of the screw 15 apparently causes a value of ß 'determined by the inclined position of the lever 19, 20, 21 to correspond to a value of Popo which changes by adding or subtracting a constant (the spring tension) is. This setting by the screw 15 thus corresponds to a shift in the characteristic line β '= f (Po-pa) parallel to the abscissa axis. The adjusting screw 9 allows the maximum value of β 'to be influenced by adjusting the upper stop of the membrane 7, ie to determine point A corresponding to the largest opening of the nozzle on the characteristic curve β' = f (Po-pfl): this stop 9 limits namely the pivoting movement of the lever 19, 20, 21 clockwise, whereby a lower limit for the leakage flow is established. Conversely, the fixed stop 10 corresponds to the minimum value of β 'shown at B.

Die Schraube 24' zur Veränderung des Querschnitts der Blende 24 gestattet die Festlegung der Amplitude der Einstellung der Geschwindigkeit zum Ansetzen zur Landung des Flugzeuges (Breite 1). Wenn ß' des Punktes A sehr verschieden von dem des Punktes B durch die Einstellung der Schraube 9 gewählt wird, gestattet die Schraube 24', durch Wahl eines engen Geschwindigkeitsbereichs eine starke Steilheit der Kennlinie AB und somit eine große Empfindlichkeit zu erhalten. Die Schraube 24' wird daher Steilheitsschraube genannt.The screw 24 ' for changing the cross-section of the diaphragm 24 allows the amplitude of the setting of the speed to be applied to the landing of the aircraft to be determined (width 1). If β 'of point A is chosen to be very different from that of point B by adjusting screw 9, screw 24' allows, by selecting a narrow speed range, to obtain a steep slope of characteristic curve AB and thus great sensitivity. The screw 24 ' is therefore called the steepness screw.

Im Falle der obenerwähnten Störung (Zunahme des Luftwiderstandes) läuft der Betriebspunkt auf der Kennlinie zwischen A und B von C nach C, in welchem sich das Gleichgewicht einstellt, in welchem der Schub den Luftwiderstand ausgleicht. Die Geschwindigkeit beim Ansetzen zur Landung ist also, wie bereits erwähnt, kleiner.In the case of the above-mentioned disturbance (increase in air resistance), the operating point runs on the characteristic curve between A and B from C to C , in which the equilibrium is established, in which the thrust compensates for the air resistance. As already mentioned, the speed when preparing to land is lower.

Die Vorrichtung der F i g. 3 gestattet die Erzielung eines noch schmaleren Regelbereiches durch Fortfall des von dem Druck der Leckströmung der Leitung 23' auf den Hebel 19, 20, 21 ausgeübten veränderlichen Strömmomentes. Die Vorrichtung der F i g. 3 enthält wieder die Kammern 4 und 5 mit ihren Leitungen 4' und 5' zur Unterdrucksetzung, die durch die Feder 13 unterstützte Membran 7 und den bei 20 an der gewellten Membran 8 schwenkbaren Hebel 19, 20, 21. Es ist jedoch keine Kammer 6 vorhanden, und der Schenkel 21 des Hebels 19, 20, 21 ist mit Gewinde versehen und trägt eine längs dieses Gewindes einstellbare Scheibe 36. Der Umfang 36' der Scheibe 36 liegt in einer Strömung 43, welche den Zwischenraum 37 zwischen Düsen 38 und 39 frei durchströmt, wenn ein Druckluftstrom der Düse 38 zugeführt wird. Die Scheibe 36 lenkt offenbar einen Teil dieser Strömung 43 ab, wie dies schematisch bei 43' dargestellt ist. Wenn der Hebel 19, 20, 21 im Gegenuhrzeigersinn schwenkt, wird ein größerer Teil der Strömung 43 abgelenkt, und umgekehrt.The device of FIG. 3 allows an even narrower control range to be achieved by eliminating the variable flow torque exerted on the lever 19, 20, 21 by the pressure of the leakage flow of the line 23 '. The device of FIG. 3 again contains the chambers 4 and 5 with their lines 4 'and 5' for pressurization, the membrane 7 supported by the spring 13 and the lever 19, 20, 21 which can be pivoted at 20 on the corrugated membrane 8. However, it is not a chamber 6 present, and the leg 21 of the lever 19, 20, 21 is provided with a thread and carries a disk 36 adjustable along this thread flows through when a compressed air stream of the nozzle 38 is supplied. The disk 36 evidently deflects part of this flow 43, as is shown schematically at 43 '. When the lever 19, 20, 21 pivots counterclockwise, a greater part of the flow 43 is diverted, and vice versa.

Die Düse 39 steht durch eine Leitung 39' mit einer Kammer 29 in Verbindung, welche von der Kammer 4 durch eine starre Wand 29' und von einer Kammer 30 durch eine Membran 31 getrennt ist. An der Kammer 30 befinden sich die Öffnungen 11 und 12 und eine Düse 32, welche mit der Leitung 23' in Verbindung steht, und vor welcher sich eine an der Membran 31 befestigte Platte 33 bewegt. Die Leitung 23' ist wie in F i g. 1 an die Leitung 23 angeschlossen, welche den Regler 27 mit dem Druck ß' P, speist. Die Platte 33 regelt die durch die Leitung 23' entnommene Leckströmung, welche durch die Düse 32 in die Kammer 30 eintritt und aus dieser durch die Öffnungen 11 und 12 austritt. Die Leckströmung wird also durch die Bewegung der Membran 31 gesteuert, an welcher die Platte 33 befestigt ist. Selbst bei einer Berührung der Teile 32 und 33 tritt die Luft aus der Leitung 23' in die Kammer 30, da der Teil 32 mit radialen Schlitzen 34 versehen ist. Eine Feder 35 begünstigt das Öffnen.The nozzle 39 communicates with a chamber 29 through a line 39 ', which from the chamber 4 through a rigid wall 29 'and from a chamber 30 through a membrane 31 is separated. On the chamber 30 are the openings 11 and 12 and a nozzle 32 which is in communication with the line 23 'and in front of which a plate 33 attached to the diaphragm 31 moves. Line 23 'is like in Fig. 1 connected to the line 23, which the regulator 27 with the pressure ß 'P, dine. The plate 33 regulates the leakage flow removed through the line 23 ', which enters the chamber 30 through the nozzle 32 and out of this through the openings 11 and 12 exits. The leakage flow is thus caused by the movement of the diaphragm 31 controlled to which the plate 33 is attached. Even if you touch the Parts 32 and 33, the air from the line 23 'enters the chamber 30, as the part 32 is provided with radial slots 34. A spring 35 promotes opening.

Die Düse 38 ist durch eine Abzweigung 40 an die den Druck am Ausgang des Verdichters empfangene Hauptleitung26 angeschlossen. In dieser Abzweigung 40 kann der Druck erforderlichenfalls durch eine Blende 41 und ein Zusatzleck 42 gesenkt werden. Der von der Scheibe 36 nicht abgelenkte Teil der freien Strömung 43 trifft auf die Düse 39 und erzeugt in der Kammer 29 über die Leitung 39' einen Druck, dessen Größe durch die Stellung der Scheibe 36 bestimmt ist, d. h. durch die Schräglage des Hebels 19, 20, 21. Da die Bedingungen der Umgebung beim Ansetzen zur Landung praktisch konstant sind, haben sie auf die Arbeitsweise nur einen geringen Einfluß. Ihr Einfluß ist übrigens Null, wenn die Luftgeschwindigkeit am Ausgang von 22 oder 38 die Schallgeschwindigkeit ist.The nozzle 38 is through a branch 40 to which the pressure at the outlet Main line 26 received from the compressor is connected. At this junction 40 If necessary, the pressure can be reduced by a diaphragm 41 and an additional leak 42 will. The part of the free flow 43 not deflected by the disk 36 hits on the nozzle 39 and generates in the chamber 29 via the line 39 'a pressure whose Size is determined by the position of the disc 36, i. H. due to the inclination of the lever 19, 20, 21. As the conditions of the surroundings when preparing to land are practically constant, they have only a small influence on the mode of operation. Incidentally, their influence is zero if the air speed at the exit of 22 or 38 is the speed of sound.

Wenn, wie in F i g. 1, der Differentialdruck Popo durch die Leitungen 4' und 5' zur Einwirkung gebracht wird, bestimmt dieser Differentialdruck die Schräglage des Hebels 19, 20, 21 und somit den Druck in der Kammer 29. Dieser Druck steuert durch die Verstellung der die Platte 33 mitnehmenden Membran 31 die von der Düse 32 an der Leitung 23 entnommene Leckströmung und somit den an den Regler 27 angelegten Druck ß'Pz. Bei der Vorrichtung der F i g. 3 steuert die dem Differentialdruck P()-p, ausgesetzte Detektormembran 7 wiederum die den Wert von ß' bestimmende Leckströmung, sie braucht jedoch nicht dem Kippmoment des Hebels entgegenzuwirken, welches von der veränderlichen Wirkung des Druckes ß'P.., auf den Arm 21 (s. F i g. 1) herrührt, da die Einschaltung der Scheibe 36 in den freien Strahl mit einer praktisch vernachlässigbaren Rückwirkung erfolgt. Die Membran 31 wird auf einer Seite dem durch die Blende 41, das Leck 42 und die Stellung des Ablenkers 36 herabgesetzten Druck P, und auf der anderen Seite einem Druck ausgesetzt, welcher von den hinter den Öffnungen 11 und 12 mit großem Querschnitt herrschenden Bedingungen unabhängig ist. Die Membran 31 dient als Stellmotor für die Öffnung der den Wert von ß' regelnden Leckströmung, wobei die Druckluft das Stehmittel ist, welches in dem Fall eines Ansetzens zur Landung unter konstanten Bedingungen einen praktisch konstanten Druck hat.If, as in FIG. 1, the differential pressure Popo is brought into effect through the lines 4 'and 5', this differential pressure determines the inclination of the lever 19, 20, 21 and thus the pressure in the chamber 29. This pressure controls by adjusting the plate 33 driving it Diaphragm 31 the leakage flow taken from the nozzle 32 on the line 23 and thus the pressure ß'Pz applied to the regulator 27. In the device of FIG. 3, the detector membrane 7, which is exposed to the differential pressure P () - p, controls the leakage flow which determines the value of ß ', but does not need to counteract the tilting moment of the lever, which is caused by the variable effect of the pressure ß'P .. on the arm 21 (see FIG. 1), since the inclusion of the disk 36 in the free jet takes place with a practically negligible reaction. The membrane 31 is subjected on one side to the pressure P reduced by the diaphragm 41, the leak 42 and the position of the deflector 36, and on the other side to a pressure which is independent of the conditions prevailing behind the openings 11 and 12 with a large cross-section is. The membrane 31 serves as a servomotor for the opening of the leakage flow regulating the value of β ', the compressed air being the standing fluid which, in the event of a landing approach, has a practically constant pressure under constant conditions.

Aus dem Vergleich der F i g. 4 mit der F i g. 2 geht hervor, daß die Ergänzung der Detektorfunktion durch die Stellmotorfunktion gestattet, einen erheblichen kleineren Geschwindigkeitsregelbereich 1' zu erhalten (7,4 Km/h anstatt etwa 27,8 Km/h), so daß beim Ansetzen zur Landung eine größere Genauigkeit erzielt wird.From the comparison of FIGS. 4 with the F i g. 2 shows that the Supplementing the detector function by the servomotor function allows a considerable to obtain a smaller speed control range 1 '(7.4 km / h instead of about 27.8 Km / h), so that greater accuracy is achieved when preparing to land.

Die Vorrichtungen der F i g. 1 und 3 genügen den für eine Regelung beim Ansetzen zur Landung erforderlichen Bedingungen, wobei als Eingangssignal die Schwankungen eines Differentialdruckes benutzt werden, und zwar ohne Verbrauch an Strömungsmittel und mit der erforderlichen Empfindlichkeit. Die beschriebenen Apparate besitzen weiter den Vorteil, daß sie an Stelle von Kapseln Membranen benutzen, welche billiger, kräftiger, leichter und raumsparender sind.The devices of FIG. 1 and 3 suffice for a regulation conditions required when preparing to land, with the input signal being the Fluctuations of a differential pressure are used, without consumption of Fluid and with the required sensitivity. The apparatus described have the further advantage that they use membranes instead of capsules, which are cheaper, stronger, lighter and more space-saving.

Wie bereits ausgeführt, wird das Ansetzen zur Landung von dem Piloten vorgenommen, welcher den Steuerknüppel nach Sicht oder entsprechend den vom Boden empfangenen Angaben betätigt, wobei der Regler den der richtigen Landegeschwindigkeit entsprechenden Schub durch selbsttätige Regelung der Düse aufrechterhält.As already stated, the preparation for landing is the responsibility of the pilot made, which the joystick according to sight or according to the from the ground received information is actuated, whereby the controller indicates the correct landing speed maintains appropriate thrust through automatic control of the nozzle.

Bei den beschriebenen Beispielen wird als Eingangssignal ein von einer Geschwindigkeitssonde gelieferter Differentialdruck benutzt. Die Vorrichtungen würden bei Anschluß an einen Anstellwinkelanzeiger genau -in der gleichen Weise arbeiten. Der Schub würde dann entsprechend dem Anstellwinkel geregelt, anstatt gemäß der Geschwindigkeit. Es können auch andere begrenzende und berichtigende Parameter berücksichtigt werden, wofür die oben beschriebenen Einrichtungen besonders bequem sind (keine Reibung, keine Trägheit, keine Rückleitungen für das Druckmittel, beliebige Art des Druckmittels, große Genauigkeit). Der Wert von ß' P, für das Ansetzen zur Landung könnte auch durch das Signal der (pneumatischen oder elektrischen) Anstellwinkelsonde berichtigt werden.In the examples described, the input signal is from a Velocity probe used differential pressure supplied. The devices would when connected to an angle of attack indicator work exactly in the same way. The thrust would then be regulated according to the angle of attack instead of the Speed. Other limiting and corrective parameters can also be taken into account for which the facilities described above are particularly convenient (no Friction, no inertia, no return lines for the pressure medium, any kind of the pressure medium, great accuracy). The value of ß 'P, for approaching the landing could also be through the signal of the (pneumatic or electric) angle of attack probe be corrected.

Claims

Claims: 1. Control device for the landing approach of an aircraft with jet propulsion, with an amplifier that takes an input signal in the form of two pressures receives, the difference of which is a flight parameter of the aircraft, for example the Speed or the angle of attack, and which sends out an output signal, which affects the thrust in order to keep the flight parameter within narrow limits, thereby It is shown that the two pressures forming the input signal are each at one Side of a first membrane (7) are applied, which is a sealed casing divides into two chambers (4, 5), one wall of this housing through a second deformable membrane (8) is formed which pivotally supports a lever (19, 20, 21), the inner arm (19) of which is supported on the first membrane, and the outer arm Arm (21) controls the amount of leakage flow (22 ') which is the output signal representing pressure (ß'P2) changed.

2. Device according to claim 1, wherein the Flight parameter is, for example, the airspeed, and the two are the entry signal Representative pressures are the total pressure and the static pressure, characterized that the deformation of the first membrane (7) is limited by stops (10) which are arranged in the static pressure chamber (5), and that the second membrane (8) forms a wall of this chamber.

3. Setup according to one of the Claims 1 or 2, characterized in that the outer arm (21) of the lever is a Deflection member (36) carries which in a between two tubes (38, 39) running freely Medium flow (43) is arranged and this flow deflects more or less, thereby changing the pressure in the downstream tube (39) associated with a pressure-sensitive member (31) is connected, which determines the extent of the leakage flow controls that changes the pressure representing the output signal (ß 'P2).

4. Establishment according to one of claims 1 to 3, in which the thrust control during normal flight by changing. the thrust nozzle cross-section is carried out by means of a pressure, which as Function of a motor parameter is available (for example by a pressure at the outlet of the compressor proportional pressure), characterized in that the Leak flow modulates this pressure (ß'P2) and the modulated pressure (ß'P2) den The cross section of the thrust nozzle regulates, whereby the nozzle cross section is also under the effect the control device for the landing approach continues to depend on the engine parameter is regulated. Considered publications: German Patent Specifications No. 1023 679, 1099 363.