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Flugregler Die Erfindung betrifft einen Flugregler, der zur Einleitung
und Koordinierung eines Kurvenfluges dienen soll.
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Zur Stabilisierung der Fluglage, d. h. der Orientierung des
Flugzeuges im Raum werden üblicherweise drei Kreisel vorgesehen, von denen jeder
die Lage des Flugzeuges um eine Achse stabilisiert. Lageabweichungen, z. B. durch
Böen, werden durch Regelsignale korrigiert, die auf die Stellmotore, der Steuerflächen
gegeben werden. Um die Flugbahn in der Horizontalebene mit einer bestimmten Winkelgeschwindigkeit
co zu ändern, muß das Flugzeug um die Rollachse in eine Schräg glage drehen. Dadurch
erhält man die aerodynamischen Kräfte quer zur Flugrichtung, die für den Kurvenflug
erforderlich sind. Dabei sollen Winkelgeschwindigkeit co und Quemeigungswinkel
y so aufeinander abgestimmt sein, daß die Kurve »koordiniert« ist,
d. h., daß das Scheinlot auch in der Kurve senkrecht auf der Flugzeugquerachse
steht. Der hierzu erforderliche-Querneigungswinkel hängt von der Flug- und Wendegeschwindigkeit
ab und ergibt sich aus
wobei v die Fluggeschwindigkeit ist. Wenn keine einwandfreie Koordinierung der Kurve
stattfindet, ergibt sich eine Querbeschleunigung parallel zur Flugzeugquerachse:
Das Flugzeug »schiebt« oder »hängt«. Um die Kurve zu fliegen, werden daher einmal
dem Gierstabilisator, also der Kreiselanordnung, die die Lage des Flugzeuges um
die Gier- oder Hochachse gegen Störeinflüsse stabilisielt, und zum anderen dem Rollstabilisator-
Signale zugeführt, die als Führungsgrößen des Flugreglers ein Drehen des Flugzeuges
in die Querneigungslage sowie eine Kurvendrehung bewirken.
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Das Verhältnis des Quemeigungswinkels y (oder genauer seines
Tangens) zu der Wendegeschwindigkeit w bei koordiniertem Kurvenflug hängt von der
Fluggeschwindigkeit v ab. Es ist bekannt, das Verhältnis der auf Gier- und Rollstabilisator
gegebenen Kurvenkommandos in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit automatisch
zu verändern. Die Fluggeschwindigkeit wird dabei aus Staudruck, Luftdruck und Temperatur
bestimmt. Eine solche Geschwindigkeitsmessung ist jedoch mit erheblichen Fehlern
behaftet. Der daraus errechnete und eingesteuerte Querneigungswinkel wird gegen
das zum Erdmittelpunkt gerichtete Lot gemessen. Dieses sogenannte wahre Lot ermittelt
man im Flugzeug mit Kreiselgeräten, die aber gerade während des Kurvenfluges Fehler
aufweisen. Es läßt sich daher mit den geschilderten Mitteln allein keine einwandfreie
Koordinierung des Kurvenfluges erreichen. Vielmehr wird die richtige Querneigung
nur angenähert erzielt. Es ist aus diesem Grunde bereits ein Scheinlotgeber in Gestalt
eines Querbeschleunigungsmessers oder eines Scheinlotpendels zur Messung des Winkels
zwischen Scheinlot und Flugzeughochachse oder eine Vorrichtung zur Messung des Schiebewinkels
vorgesehen worden. Dieser Scheinlotgeber liefert ein Korrektursignal in einen Mischverstärker,
das dem Querruderstellmotor zugeführt wird. Dabei ist aber zu beachten, daß das
Scheinlotpendel durch Luftunruhe zu unkontrollierten Schwingungen erregt werden
kann. Man darf daher das Signal vom Scheinlotgeber nicht allzu stark auf den Rollstabilisator
aufschalten, weil man sonst undefinierte Signale an den Stelknotoren der Steuerflächen
erhalten würde, die zu Schwingungen des ganzen Flugzeuges und gegebenenfalls zu
einem Aufschaukeln Anlaß geben könnten. Man hat versucht, diese Schwierigkeiten
dadurch zu vermeiden, daß man die Signale des Scheinlotgebers schwach aber integrierend
aufschaltet, damit sich Störschwingungen herausmitteln. Durch die integrierende
Aufschaltung steigt aber das von einem mittleren Scheinlotwinkel hervorgerufene
Signal mit der Zeit stetig an, so daß schließlich doch die zur Korrektur erforderliche
Signalamplitude erreicht wird. Eine solche integrierende Aufschaltung eines Fehlersignals
hat aber den Nachteil, entdämpfend auf den Regelkreis zu wirken.
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Man kann die Nick-, Gier- und Rollstabilisatoren mit freien Kreiseln
aufbauen, vorteilhafter sind je-
doch Stabilisatoren mit einem integrierend
gefesselten Kreisel. Ein gefesselter Kreisel ergibt bekanntlich ein Drehmoment um
die Präzessionsachse, das der Winkelgeschwindigkeit um die Empfindlichkeitsachse
proportional ist. Bei einer reinen Federfesselung
des Kreisels
würde sich eine dieser Winkelgeschwindigkeit proportionale Auslenkung des Kreisels
ergeben, die mit einem geeigneten elektrischen Abgriff in ein entsprechendes elektrisches
Signal verwandelt werden kann. Wenn man aber dafür sorgt, daß die Fesselung nachgiebig
ist, so daß die Auslenkungsgeschwindigkeit proportional dem Präzessionsmoment ist,
dann erhält man an dem Abgriff ein Signal, das wenigstens in einem Anteil proportional
dem Drehwinkel um die Empfindlichkeitsachse ist. Das kann in bekannter Weise in
der Form geschehen, daß die Fesselung des Kreisels ausschließlich pneumatisch von
Kolben bewirkt wird, die in mit drosselnden Auslässen versehenen Luftzylindern gleiten.
Das in den Zylindern enthaltene Luftvolumen wirkt zunächst als Feder (Luftfeder).
Durch die Kompression beim Auftreten eines Präzessionsmomentes entsteht im Zylinder
ein überdruck und es strömt Luft aus dem gedrosselten Auslaß ab. Das geht um so
schneller, je größer das Präzessionsmoment ist. Die Auslenkung des Kreisels
ist dann infolge der Kompression der Luftfeder proportional dem Präzessionsmoment,
und außerdem bewegt sich der Kreisel infolge der ausströmenden Luft mit einer dem
jeweiligen Präzessionsmoment proportionalen Geschwindigkeit weiter. Da das Präzessionsmoment
der Winkelgeschwindigkeit um die Empfindlichkeitsachse proportional ist, liefert
der Kreisel ein Ausgangssignal, das eine lineare Funktion von Drehwinkel und Winkelgeschwindigkeit
ist, deren Faktoren durch Veränderung des Luftvolumens bzw. des Drosselquerschnittes
variiert werden können.
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Es sind auch gleichwirkende Kreisel mit elektrischer Fesselung sowie
pneumatisch integrierend gefesselte Kreisel bekannt.
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Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, mit möglichst geringem technischen
Aufwand eine einwandfrei koordinierte Kurve zu steuern und dabei die geschilderten
Nachteile der bekannten und für den gleichen Zweck vorgesehenen Einrichtungen zu
vermeiden.
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Der Flugregler geht dabei aus von einem integriereM gefesselten Kreisel
zur Querlagenstabilisierung und einem Scheinlotgeber zw überwachung des Kreisels
und zur Kurvenkoordinierung und kennzeichnet sich erfindungsgemäß dadurch, daß der
Scheinlotgeber einen auf den Kreisel um die Präzessionsachse wirkenden Drehmomentgeber
beaufschlagt und daß zur Einleitung einer Kurve auf den Drehmomentgeber außerdem
von einem Kommandogeber ein pulsartiges Signal gegeben wird, dessen Zeitintegral
dem für die Kurvenkoordinierung erforderlichen Querneigungswinkel wenigstens annähernd
proportional ist.
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Auf diese Weise hält der Scheinlotgeber die Flugzeugquerachse beim
Geradeausflug horizontal, denn jede Abweichung von dieser Lage hätte ein Signal
auf den Drehmomentgeber zur Folge. Dieses Signal würde eine Kreiselauslenkung sowie
ein entsprechendes Steuersignal bewirken, die beide wegen der integrierenden Fesselung
mit dem Zeitintegral des Scheinlotsignals anwachsen und das Flugzeug in die Horizontallage
zurückdrehen würden, so daß ein gesonderter Lotkreisel hierbei entfallen kann. Durch
die Aufschaltung des Scheinlotsignals auf den Drehmomentgeber des Rollkreisels erfolgt
eine Integration des Scheinlotsignals. Diese Maßnahme ermöglicht das Scheinlotsignal
relativ schwach aufzuschalten und außerdem Pendelungen des Scheinlotgebers herauszumitteln,
so daß die Pendelungen nicht in den Steuersignalen wirksam werden. Ein gesonderter
Integrator für das Scheinlotsignal wird hierbei ebenso entbehrlich wie ein Mischverstärker
für Scheinlot- und Stabilisierungssignale. Vielmehr addiert der Kreisel selbst schon
die auf den Dreh' momentgeber wirkenden Signale des Scheinlotgebers sowie die Stabilisierungssignale,
die durch Störbewegungen des Flugzeuges um seine Rollachse hervorgerufen werden.
Beide Einflüsse bewirken Drehmomente um die Präzessionsachse und rufen eine Kreiselauslenkung
und eine Signalabgabe hervor.
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Um eine Kurve zu fliegen, könnte man theoretisch ein Kurvenkommando
nur auf den Gierstabilisator geben, das eine Drehung des Flugzeuges mit einer Winkelgeschwindigkeit
co bewirkt. Hierdurch würde eine Zentrifugalbeschleunigung entstehen, die ein Signal
des Scheinlotgebers auf den Rollstabilisator hervorruft, das eine Drehung des Flugzeuges
in die richtige Querneigungslage für koordinierten Kurvenflug zur Folge haben würde.
Hierzu wäre aber eine so starke Aufschaltung des integrierten Scheinlotsignals erforderlich,
daß die schon erwähnte Entdämpfung und Unstabilität eintreten könnte.
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Bei schwacher Aufschaltung des Scheinlotsignals dauert die Drehung
in die richtige Quemeigungslage jedoch zu lange, so daß zur Einleitung der Kurve
auf den Drehmomentgeber zunächst das pulsartige Signal gegeben wird, das durch die
integrierende Fesselung des Kreisels integriert wird und das Flugzeug schnell in
eine Querneigungslage dreht, die annähernd einem koordinierten Kurvenflug entspricht.
Das Signal vom Scheinlotgeber braucht dann diese Quemeigungslage nur noch zu korrigieren
und daher nur schwach aufgeschaltet zu werden. Das pulsartige Querneigungswinkelsignal
kann von einem auf einen Gierkreisel gegebenen Wendegeschwindigkeitssignal über
ein übertragungsglied abgeleitet werden, das nur auf Änderungen des Wendegeschwindigkeitssignals
anspricht.
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Der Winkel y für koordinierten Kurvenflug hängt nichtlinear
nach einer Arcustangensfunktion von der Wendegeschwindigkeit (,) ab, die als Signal
auf den Gierkreisel gegeben wird. Bei großen Wendegeschwindigkeiten muß diese Nichtlinearität
berücksichtigt werden, wobei ein nichtlineares übertragungsglied verwendet wird.
Als übertragungsglied ist ein Transformator mit sättigbarem Kern vorgesehen, der
eine der Areustangensfunktion ähnliche Charakteristik besitzt.
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Ein Ausführungsbeispiel der Flugregelanlage ist in der Abbildung schematisch
dargestellt.
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Die Flugregelanlage enthält einen Rollstabilisator R und einen Gierstabilisator
G sowie einen KommandogeberK und einen Querbeschleunigungs-oder Scheinlotgeber
Qu. Der Roll- und Gierstabilisator enthalten je einen Kreisel 1 bzw.
l', der durch Luftzylinder 2 bzw. 2' um seine Präzessionsachse gefesselt
ist. Die Luftzylinder 2 bzw. r besitzen einen drosselnden Auslaß, so daß die Auslenkung
des Kreisels eine lineare Funktion des um die Präzessionsachse wirkenden Drehmomentes
und dessen Zeitintegrals ist. Die Umlaufachse des Kreisels 1
liegt im Ruhezustand
parallel zur Hochachse des Flugzeugs und seine Präzessionsachse parallel zur Querachse
des Flugzeugs; so daß er auf Bewegungen des Flugzeugs um seine Längsachse anspricht
und
die Rollage stabilisiert. Der Kreisel l', dessen Umlaufachse
in der Ruhelage parallel zur Querachse des Flugzeugs verläuft und dessen Präzessionsachse
parallel zur Längsachse liegt, stabilisiert die Bewegungen um die Hochachse. Ein
ähnlicher Kreisel stabilisiert die Bewegungen des Flugzeugs um die Querachse (Nickbewegungen),
die jedoch bei der vorliegenden Aufgabenstellung nicht berücksichtigt werden. Die
Auslenkung der Kreisel 1 bzw. l' wird durch Potentiometerabgriffe
3 bzw. 3' ermittelt und in entsprechende elektrische Signale umgewandelt.
Diese Signale werden in bekannter Weise nach geeigneter Verstärkung Stellmotoren
zugeführt, die auf die Quer- bzw. Seitenruder einwirken.
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Bei einer durch eine Boe hervorgerufene Rollbewegung, des Flugzeugs
erzeugt der Kreisel 1 ein Drehmoment um die Präzessionsachse. Hierbei erfolgt
eine Kompression bzw. Expansion der Luft in den Zylindern 2, die eine Auslenkung
des Kreisels proportional dem Drehmoment und damit der Rollgeschwindigkeit hervorruft.
Außerdem strömt durch die Drosseln Luft aus bzw. ein, so daß die Fesselung nachgibt
und sich eine dem Integral der Rollgeschwindigkeit, also dem Rollwinkel proportionale
weitere Auslenkung des Kreisels ergibt. Diese Auslenkung erzeugt ein Signal am Abgriff
3 und bewirkt eine Bewegung der Querruder, so daß die Rollbewegung korrigiert
bzw. ihr entgegengewirkt wird.
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Auf die Präzessionsachse der Kreisel können aber auch noch Drehmomente
wirken, die nicht von den Kreiseln durch Drehbewegungen des Flugzeugs um die Längs-
bzw. Hochachse hervorgerufen werden, sondern die durch Signale von Drehmomentgebern
4 bzw. 4' erzeugt werden, die von einem Kommandogeber K und einem Scheinlotgeber
Qu über Verstärker 5 bzw. 5' abgegeben werden.
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Wenn beim Geradeausflug sich das Flugzeug aus irgendeinem Grunde in
einer Schräglage befinden sollte, dann gibt der Scheinlotgeber ein Signal ab, das
am Drehmomentgeber 4 ein Drehmoment um die Präzessionsachse erzeugt und eine Auslenkung
des Kreisels 1 und ein Signal am Abgriff 3 bewirkt, das eine Rückdrehung
des Flugzeugs in die Horizontallage veranlaßt. Durch die integrierende Wirkung der
Fesselungsglieder 2 wird das Steuersignal am Ab-
griff 3 eine lineare
Funktion des Scheinlotsignals und seines Integrals. Das Signal des Scheinlotgebers
Qu wird über einen Justierwiderstand 11 so schwach aufgeschaltet, daß praktisch
nur das Intearal in Erscheinung tritt. Schwingungen des Scheinlotgebers Qu, durch
Stöße und Erschütterungen, mitteln sich hierbei heraus. Auch das Integralsignal
wächst so langsam - an, daß es zwar das Flugzeug sicher in die Horizontallage
zurückführt aber eine Pendelung vermeidet. Das Querruder erfährt somit eine Auslenkung,
wobei das durch die Rollgeschwindigkeit beim Rückdrehen in die Horizontallage hervorgerufene
Moment des Kreisels um die Präzessionsachse dem Moment des Drehmomentgebers 4 die
Waage hält.
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Durch den Kommandogeber K wird über eine Potentiometerbrücke
6 ein Kurvenkommando gegeben, das der gewünschten Wendegeschwindigkeit proportional
ist. Dieses Kurvenkommando kann entweder durch einen Steuerknüppel 7 oder
aber auch von einem Radar- oder Funkleitstrahl gegeben werden. Das Kurvenkommando
vom Geber K wird über einen Widerstand 8 und den Verstärker 5' dem
Drehmomentgeber 4' zugeführt. Dieses stationäre Signal erzeugt ein stationäres Drehmoment
am Geber 4, das zunächst eine dem Signal proportionale Auslenkung des Kreisels
l' und dann ein weiteres Auswandern des Kreisels mit einer dem Signal proportionalen
Geschwindigkeit bewirkt. Ein entsprechendes Steuersignal gibt ein Abgriff
3' auf den Stellmotor des Seitenruders. Das Seitenruder erzeugt dann eine
Drehbewegung des Flugzeugs im Raum, wobei die durch die Drehgeschwindigkeit des
Flugzeugs um die Gierachse am Kreisel l' hervorgerufenen Drehmomente dem Drehmoment
am Drehmomentgeber 4' im wesentlichen die Waage halten.
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Uni die erforderliche Querneigung beim Kurvenflug zu gewährleisten,
liegt das Signal von der Potentiometerbrücke 6 außerdem über ein einstellbares
Potentiometer 9 an der Primärwicklung eines Transformators 10 an.
Die Sekundärwicklung des Transformators 10 liegt außerdem über den Verstärker
5 am Drehmomentgeber 4 an. Im Verstärker 5
wird das Signal von der
Sekundärwicklung des Transformators 10 dem Signal vom Scheinlotgeber Qu überlagert,
wobei der Transformator 10 so ausgebildet ist, daß sein Kein bei größeren
Eingangsströmen in die Sättigung übergeht und dadurch das Ausgangssignal des Transformators
begrenzt.
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Im stationären Zustand überträgt der Transformator 10 überhaupt
kein Signal, weil an der Potentiometerbrücke 6 und damit auch an der Primärwicklung
des Transformators eine Gleichspannung anliegt. Wenn aber der Steuerknüppel
7
zur Einleitung einer Kurve verstellt wird, so erfolgt ein Spannungsanstieg
an der Primärwicklung des Transformators 10. An der Sekundärwicklung des
Transformators 10 entsteht dann ein pulsartiges Signal, das, sofern der Grad
der Sättigung noch nicht erreicht ist, dem Differentialquotienten des Eingangssignalsprunges
entspricht und ein entsprechendes Drehmoment am Drehmomentgeber 4 erzeugt. Die integrierende
Fesselung des Kreisels 1 läßt den Kreisel unter dem Einfluß dieses pulsartigen
Drehmomentverlaufes eine Auslenkung machen, die dem Zeitintegral des Drehmomentes
und dem Signalsprung an der Primärwicklung des Transformators proportional sein
soll.
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Es entsteht somit ein Signal am Abgriff 3, das über die Querruder
das Flugzeug so um die Rollachse dreht, daß durch die Präzessionsmomente das Signal
am Abgriff 3 wieder auf Null zurückgebracht wird. Durch Einstellung des Potentiometers
9 kann für das Flugzeug dann wenigstens annähernd die für die je-
weilige
Wendegeschwindigkeit erforderliche Querneigungslage erreicht werden. Die Einstellung
des Potentiometers 9 kann in bekannter Weise automatisch in Abhängigkeit
von der Fluggeschwindigkeitsmessung erfolgen. Sofern eine einwandfreie Differentiation
am Transformator 10 stattfindet, ist die Schräglage des Flugzeugs stets proportional
der Wendegeschwindigkeit, solange tg y - y gesetzt werden kann. Für
größere Werte von y bzw. w ist das nicht mehr der Fall, wobei y nicht
größer als 90'
sein darf. Bei größeren Stromimpulsen in der Primärspule des
Transformators 10 erfährt sein Kern eine Sättigung, so daß eine weitere Erhöhung
des Wendegeschwindigkeitssignals kein Signal mehr an der Sekundärwicklung erzeugt.
Auf diese Weise läßt sich die Arcustangensfunktion mit guter Näherung nachbilden.
Statt
des dargestellten stetigen Kommandogebers K kann auch ein einfacher Schalter vorgesehen
werden, der ein Wendegeschwindigkeitssignal für eine festeingestellte Normkurve
aufschaltet. Es empfiehlt sich dann, die Einfügung einer Verzögerungsschaltung aus
Widerstand und Kondensator in der Leitung vom Kommandogeber, um Stöße in der übertragung
zu vermeiden.
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Die dargestellte Anordnung geht von einem Integrationsregler aus,
dessen Nullpunkt nicht an das Erdkoordinatensystem gebunden ist. Soll der Regler
z. B. im Blindflug bei beliebiger Lage des Flugzeugs eingeschaltet werden, dann
ist als Ausgangslage die Horizontale des Flugzeugs erforderlich.
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Zu diesem Zweck kann man vorsehen, daß in der Nullstellung des Steuerknüppels
eine Schaltung erfolgt und der Rollstabilisator R dann ein Lenksignal von einem
Lotkreisel erhält. Sobald der Steuerknüppel aber aus der Mitte bewegt wird, erfolgt
über einen Kontakt und Schaltrelais eine Umschaltung auf die dargestellte und beschriebene
Wirkungsweise.