DE1110527B

DE1110527B - Comparison device for servo control systems in flight control systems

Info

Publication number: DE1110527B
Application number: DES55966A
Authority: DE
Inventors: Harry Miller; Robert Hughes Parker
Original assignee: Sperry Rand Corp
Current assignee: Unisys Corp
Priority date: 1956-11-21
Filing date: 1957-11-21
Publication date: 1961-07-06

Description

Vergleichseinrichtung für Servo-Steuersysteine in Flugregelanlagen Die Erfindung bezieht sich auf Servo-Steuersysteme in Flugregelanlagen, die bei Abweichungen des Flugzeuges von einem gegebenen Kurs und/oder einer Fluglage das von der Flugregelanlage gebildete Abweichungssignal auf die Ruderflächen übertragen und das Flugzeug auf den Sollkurs oder die Sollfluglage zurückführen.Comparison device for servo control systems in flight control systems The invention relates to servo control systems in flight control systems that are used in Deviations of the aircraft from a given course and / or attitude Transfer the deviation signal generated by the flight control system to the control surfaces and return the aircraft to the desired course or the desired attitude.

Es ist bereits vorgeschlagen worden, in einer Flugregelanlage eine kurzzeitige Stabilisierung durch paarweise angeordnete lineare Beschleunigungsmesser hervorzurufen, wobei diese Beschleunigungsmesser ein Maß der Winkelbeschleunigung um die Längsachse des Flugzeuges bewirken. Dabei sind für eine langdauernde Stabilisation Kreiselgeräte vorgesehen, die ein Maß der Abweichung des Flugzeuges von einer vorbestimmten Flugbahn liefern, wobei die von diesen Messungen abhängigen Signale dem Eingang eines Servo-Steuersystems zugeführt werden.It has already been proposed in a flight control system a short-term stabilization by means of linear accelerometers arranged in pairs cause, this accelerometer being a measure of angular acceleration cause around the longitudinal axis of the aircraft. These are for long-term stabilization Gyroscopic devices are provided which measure the deviation of the aircraft from a predetermined one Deliver trajectory, with the signals dependent on these measurements to the input a servo control system.

Tritt bei einer derartigen Steuereinrichtung eine Störung auf, z. B. wenn das das Eingangssignal für das Servo-Steuersystem erzeugende Instrument gestört ist oder ein fehlerhaftes Signal erzeugt, ist es von größter Wichtigkeit, daß die Steuereinrichtung außer Betrieb gesetzt wird oder daß der Pilot gewarnt wird, damit die Sicherheit des Flugzeuges nicht gefährdet wird.If a fault occurs in such a control device, e.g. B. when the instrument generating the input signal for the servo control system is disturbed or generates an erroneous signal, it is of the utmost importance that that the control device is put out of operation or that the pilot is warned so that the safety of the aircraft is not endangered.

Zur Vermeidung dieser Störeinflüsse sieht die Erfindung eine Vergleichseinrichtung für Servo-Steuersysteme in Flugregelanlagen vor, die davon ausgeht, daß zum Anstellen einer Ruderfläche ein Servo-Steuersystem dient, wodurch die Bewegungen des Flugzeuges um eine seiner Achsen geregelt werden, wobei ein erstes Instrument ein erstes Steuersignal und ein zweites Instrument ein zweites Steuersignal erzeugt und bei der ein Servosteuersignal, das die ersten und zweiten Steuersignale als Komponenten enthält, als Eingang dem Servo-Steuersystem zugeführt wird. Diese Vergleichseinrichtung kennzeichnet sich erfindungsgemäß durch eine Einrichtung, die auf das erste Signal anspricht und ein drittes Signal erzeugt, das eine Funktion der Bewegung des Flugzeuges um die jeweilige Achse ist, ferner durch eine auf das zweite Signal ansprechende Einrichtung, die ein viertes Signal erzeugt, das eine Funktion der Bewegung des Flugzeuges um die gleiche Achse darstellt, und durch eine Schaltanordnung, die auf das dritte und vierte Signal anspricht und ein charakteristisches Signal erzeugt, wenn die Differenz der Größen des dritten und vierten Signals einen bestimmten Betrag überschreitet.To avoid these interfering influences, the invention provides a comparison device for servo control systems in flight control systems, which assumes that for starting A rudder surface is used by a servo control system, which controls the movements of the aircraft be controlled about one of its axes, with a first instrument a first control signal and a second instrument generates a second control signal and in which a servo control signal, which contains the first and second control signals as components, as an input to the Servo control system is fed. This comparison device is characterized according to the invention by a device which responds to the first signal and a third signal generated which is a function of the movement of the aircraft around the respective Axis, further by a device responsive to the second signal, the generates a fourth signal that is a function of the movement of the aircraft around the represents the same axis, and by a switching arrangement that points to the third and fourth signal responds and generates a characteristic signal when the difference of the magnitudes of the third and fourth signals exceeds a certain amount.

Auf diese Weise wird ein von einem der Instrumente erzeugtes fehlerhaftes Signal durch Vergleich mit einem von dem Ausgang eines anderen Instrumentes abhängigen Signal herausgefunden und ein charakteristisches Signal erzeugt. Dieses charakteristische Signal kann eine Wameinrichtung auslösen, die den Piloten die Störung erkennen läßt oder die Flugregelung unwirksam macht.In this way, one generated by one of the instruments becomes defective Signal by comparison with one dependent on the output of another instrument Signal found and a characteristic signal generated. This characteristic Signal can trigger a warning device, which lets the pilot recognize the malfunction or renders the flight control ineffective.

Wenn das erste Signal ein Maß für die Winkelverstellung des Flugzeuges um die Steuerachse und das zweite Signal ein Maß der Winkelbeschleunigung des Flugzeuges um diese Steuerachse ist, kann das erste Steuersignal differenziert und das zweite integriert werden, um ein drittes bzw. ein viertes Signal zu erzeugen. Derartige Vergleichssignale, die das erste und zweite Signal repräsentieren, werden erzeugt, um einen unmittelbaren Vergleich vornehmen zu können.If the first signal is a measure of the angle adjustment of the aircraft about the control axis and the second signal a measure of the angular acceleration of the aircraft is around this control axis, the first control signal can be differentiated and the second be integrated in order to generate a third or a fourth signal. Such Comparison signals representing the first and second signals are generated, in order to be able to make a direct comparison.

Außerdem ist eine zweite Vergleichseinrichtung vorgesehen, die auf das Servosteuersignal und auf ein fünftes Signal anspricht, das ein Maß der Ausgangsgröße des Servo-Steuersystems ist und ein charakteristisches Signal erzeugt, wenn die Differenz zwischen dem fünften Signal und dem Servosteuersignal einen vorbestimmten Betrag überschreitet. Dieses charakteristische Signal, das beim Auftreten einer Störung im Servo-Steuersystern erscheint, kann auch eine Warneinrichtung betätigen oder die Flugregelanlage unwirksam machen.In addition, a second comparison device is provided which is based on the servo control signal and responsive to a fifth signal which is a measure of the output of the servo control system and generates a characteristic signal when the Difference between the fifth signal and the servo control signal is a predetermined Amount exceeds. This characteristic signal that the If a malfunction appears in the servo control system, a warning device can also be used operate or disable the flight control system.

Die Flugregelanlage ist in der Weise ausgebildet, daß die beiden zu vergleichenden Signale und ein weiteres Signal, das einem der anderen beiden zu vergleichenden Signale entspricht, der Vergleichseinrichtung zugeführt werden und daß der Ausgang der Vergleichseinrichtung zusammen mit dem anderen der beiden anderen Signale der anderen Vergleichseinrichtung zugeführt wird, wobei diese letztere Vergleichseinrichtung das charakteristische Signal erzeugt.The flight control system is designed in such a way that the two to comparing signals and another signal that is one of the other two too comparing signals are supplied to the comparison device and that the output of the comparison device together with the other of the other two Signals of the other comparison device is supplied, this latter comparison device generates the characteristic signal.

Eine auf Druck ansprechende Vorrichtung verändert das fünfte Signal im umgekehrten Verhältnis zu dem dynamischen Druck und sieht einen der Vergleichseinrichtung zugeordneten Kompensator vor, dem ein fünftes Signal zur Kompensation der auftretenden Veränderung zugeführt wird.A pressure responsive device alters the fifth signal in inverse proportion to the dynamic pressure and sees one of the comparison means assigned compensator before which a fifth signal to compensate for the occurring Change is added.

Die Flugregelanlage sieht auch eine Handsteuereinrichtung zur Einstellung einer Komponente des Servosteuersignals zusammen mit einem Schalter vor, wobei der Schalter durch die Handsteuereinrichtung betätigt wird und dazu dient, die Vergleichseinrichtung unwirksam zu machen, damit bei Einstellung der Komponente des Servosteuersignals durch die Handsteuereinrichtung das charakteristische Signal erzeugt und die automatische Steuerung außer Betrieb gesetzt wird.The flight control system also provides a manual control device for adjustment a component of the servo control signal together with a switch, the Switch is operated by the manual control device and is used to control the comparison device to make ineffective, thus when adjusting the component of the servo control signal the characteristic signal is generated by the manual control device and the automatic Control is put out of operation.

In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel einer Vergleichseinrichtung in Verbindung mit einer Längsneigungssteuereinrichtung schematisch dargestellt.In the drawing is an embodiment of a comparison device shown schematically in connection with a pitch control device.

Die Längsneigungssteuereinrichtung sieht ein Steuergerät 39 vor, das wahlweise über einen Wählschalter 62 mit einer Längsneigungsberechnungsstufe 61 verbunden ist. Die durch das Steuergerät 39 gelieferten Signale für den Sollwert der Längsneigungsänderung werden durch Handeinstellung eines in dem Steuergerät vorgesehenen Längsneigungsknopfes 55 verändert. Ein Funknavigationsempfänger 86, der ebenfalls wahlweise über einen Wählschalter 88 mit der Längsneigungsberechnungsstufe 61 verbunden ist, liefert Vertikal-Weg-Steuersignale, die beispielsweise von einem Gleitwegempfänger einer Instrumentenlandeanlage stammen. Die Selbststeuereinrichtung kann auch mit Signalen aus einem Höhensteuergerät 80 und von auf den Luftstrom ansprechenden Einrichtungen gespeist werden, beispielsweise einem Machzahlüberwachungsgerät 60 und einem auf die Fluggeschwindigkeit ansprechenden überwachungsgerät 81, die wahlweise mit der Längsneigungsberechnungsstufe 61 über Schalter 82 bzw. 83 und 84 verbunden werden. Die auf den Luftstrom ansprechenden Einrichtungen 60 und 81 bewirken eine Winkeldrehbewegung zweier Wellen 59 und 89, die sich mit einer Funktion der Machzahl M bzw. dem dynamischen Druck g ändern. Der Ausgang der Längsneigungsberechnungsstufe 61 und der Ausgang des Längsneigungsgebers 45 eines Vertikalkreisels 44 werden einer Vergleichseinrichtung 46 zugeführt, und ihr Differenzbetrag bildet den einen Eingang einer zweiten Vergleichseinrichtung 47.The pitch control device provides a control device 39 which is optionally connected to a pitch calculation stage 61 via a selector switch 62 . The signals supplied by the control unit 39 for the nominal value of the longitudinal inclination change are changed by manual adjustment of a longitudinal inclination button 55 provided in the control unit. A radio navigation receiver 86, which is also optionally connected to the pitch calculation stage 61 via a selector switch 88 , supplies vertical path control signals which originate, for example, from a glide slope receiver of an instrument landing system. The self-control device can also be fed with signals from an altitude control device 80 and from devices responding to the air flow, for example a Mach number monitoring device 60 and a monitoring device 81 responding to the airspeed, which are optionally connected to the pitch calculation stage 61 via switches 82 or 83 and 84. The devices 60 and 81 responding to the air flow cause an angular rotary movement of two shafts 59 and 89 which change with a function of the Mach number M and the dynamic pressure g , respectively. The output of the pitch calculation stage 61 and the output of the pitch sensor 45 of a vertical gyro 44 are fed to a comparison device 46, and their difference amount forms one input of a second comparison device 47.

Zwei Beschleunigungsmesser 35 und 36 zur Messung der Beschleunigungen um die Querachse werden mit einem Teil ihrer kombinierten Ausgänge durch einen Demodulator 37 über eine Verstärkungsstufe 49 zu einer Integrationsstufe 48 geführt. Die Stufe 49 bildet einen Teil der Integrationsstufe 48 und ist mit der Welle 89 verbunden, wodurch sich die Verstärkung entsprechend einer Funktion des dynamischen Druckes g ändert. Der Ausgang der Integrationsstufe und der verbleibende Teil der demodulierten kombinierten Ausgänge der Beschleunigungsmesser sind durch einen Modulator 38 verbunden und bilden den Eingang eines Vergleichsgerätes 47. Der Ausgang des Vergleichsgerätes 47 wird dem Neigungsservosystem 12 zugeführt, dessen Ausgang, falls erforderlich, mit einem Höhenruder 69 des Flugzeuges über eine Kupplung 68 verbunden sein kann.Two accelerometers 35 and 36 for measuring the accelerations around the transverse axis are fed with part of their combined outputs through a demodulator 37 via an amplification stage 49 to an integration stage 48. The stage 49 forms part of the integration stage 48 and is connected to the shaft 89 , whereby the gain changes according to a function of the dynamic pressure g . The output of the integration stage and the remaining part of the demodulated combined outputs of the accelerometer are connected by a modulator 38 and form the input of a comparison device 47. The output of the comparison device 47 is fed to the tilt servo system 12, the output of which, if necessary, can be connected to an elevator 69 of the Aircraft can be connected via a coupling 68 .

Der Ausgang des Servosystems ist weiterhin zum Antrieb eines Tachometergenerators vorgesehen, dessen Ausgang mit dem Eingang des Servosystems 12 rückgekoppelt ist. Ein Schaltelement 14 (in der Figur schematisch als veränderlicher Widerstand dargestellt) dient dazu, bei Drehung der Welle 89 das Ansprechen des Tachometergenerators gemäß der Funktion des dynamischen Druckes zu verändern.The output of the servo system is also provided for driving a tachometer generator, the output of which is fed back to the input of the servo system 12. A switching element 14 (shown schematically in the figure as a variable resistor) serves to change the response of the tachometer generator according to the function of the dynamic pressure when the shaft 89 rotates.

Die folgenden überwachungssignale werden vom Längsneigungskanal des Selbststeuergerätes abgeleitet: 1. Ein Steuerüberwachungssignal für die Fluglageänderung, das vom Ausgang des Vergleichssystems 46 abgenommen wird und der Differenz zwischen dem Steuersignal der Stufe 61 und dem Längsneigungssignal des Vertikalkreisels 44 entspricht; 2. ein auf die Fluglage ansprechendes überwachungssignal, das vom Ausgang des Modulators 38 abgenommen wird und eine Funktion der wirklichen Änderung der Fluglage um eine gegebene Achse darstellt; 3. ein Servosteuerüberwachungssignal, das vom Ausgang des Vergleichssystems 47 abgenommen wird und eine Funktion der Differenz zwischen dem Lageänderungssteuersignal und dem Lageansprechsignal darstellt; 4. ein auf ein Servosystem ansprechendes überwachungssignal, das vom Ausgang des Tachometergenerators 13 abgenommen wird.The following monitoring signals are derived from the pitch channel of the automatic control device: 1. A control monitoring signal for the flight attitude change, which is taken from the output of the comparison system 46 and corresponds to the difference between the control signal of the stage 61 and the pitch signal of the vertical gyro 44; 2. an attitude-responsive monitoring signal taken from the output of modulator 38 and being a function of the actual change in attitude about a given axis; 3. a servo control monitor signal taken from the output of the comparison system 47 and being a function of the difference between the attitude change control signal and the attitude response signal; 4. a monitoring signal which is responsive to a servo system and which is taken from the output of the tachometer generator 13 .

Eine Überwachungseinrichtung 11, die im Längsneigungskanal liegt, weist drei überwachungskanäle auf, und zwar einen Lageänderungsüberwachungskanal, einen Servosteuerkanal und einen kombinierten Lage- und Servoansprechkanal.A monitoring device 11, which is located in the pitch channel, has three monitoring channels, namely a change of position monitoring channel, a servo control channel and a combined position and servo response channel.

In der überwachungseinrichtung 11 werden die den Lageänderungssteuersignalen und Fluglageansprechsignalen entsprechenden Signale verglichen, und beim Auftreten einer Abweichung, die größer ist als die festgesetzten Grenzwerte nach Phase und/oder Amplitude, wird ein Signal erzeugt, das die Kupplung 68 abschaltet und da s Servosystem 12 von dem Höhenruder 69 trennt.In the monitoring device 11 , the signals corresponding to the attitude change control signals and attitude response signals are compared, and if a deviation occurs that is greater than the set limit values for phase and / or amplitude, a signal is generated that disconnects the clutch 68 and the servo system 12 from the elevator 69 separates.

Die dem Servosteuersignal und dem Servosystemansprechsignal entsprechenden Signale werden auf ähnliche Weise nach Phase und Amplitude verglichen, und Abweichungen, die die festgesetzten Grenzwerte überschreiten, setzen auf ähnliche Weise das Servosystem außer Betrieb.Those corresponding to the servo control signal and the servo system response signal Signals are compared in a similar way for phase and amplitude, and deviations, that exceed the set limit values set the servo system in a similar manner Out of service.

Der Steuerkanal für die Fluglageänderung enthält einen magnetischen Modulator 24, der einen Ausgang gemäß dem Steuersignal der Fluglageänderung erzeugt. Der Servosteuerkanal und die kombinierten Fluglage- und Servoansprechkanäle werden einem magnetischen Modulator 63 zugeführt, der mit zwei Eingangswie.klungen ausgestattet ist. Der Ausgang jedes magnetischen Modulators wird je einer der zwei Spulen des Relais 30 zugeführt. Das Signal in der einen Spule wird mit dem Signal in der anderen Spule verglichen, und falls entweder in Phase oder Amplitude eine Ungleichheit in dem System auftritt, wird der Relaiskontakt geöffnet, die Kupplung 68 abgeschaltet und das Servosystem außer Betrieb gesetzt. Beide magnetischen Modulatoren haben eine Erregerwicklung, die von einer Wechselspannungsquelle gespeist wird, und eine die Vorspannung bewirkende Wicklung, die von einer Gleichspannungsquelle gespeist wird. Bei einwandfreiem Betrieb der Selbststeuereinrichtung ergeben die der überwachungseinrichtung zugeführten Signale, die dem Servosteuersignal und dem Ansprechsignal des Servosystems entsprechen, im magnetischen Modulator 63 und im Ausgang dieses magnetischen Modulators 63 den Wert Null, der somit dem Fluglageansprechsignal entspricht und dem dem Fluglageänderungssignal entsprechenden Ausgang des magnetischen Modulators 24 gleich ist. Bei einwandfreiem Betrieb wird daher das Relais 30 nicht betätigt, und das Servosystern bleibt in Betrieb.The attitude change control channel includes a magnetic modulator 24 which produces an output in accordance with the attitude change control signal. The servo control channel and the combined attitude and servo response channels are fed to a magnetic modulator 63 which is equipped with two input signals. The output of each magnetic modulator is supplied to each one of the two coils of the relay 30th The signal in one coil is compared to the signal in the other coil, and if there is an imbalance in either phase or amplitude in the system, the relay contact is opened, clutch 68 is disconnected and the servo system is disabled. Both magnetic modulators have an excitation winding, which is fed by an AC voltage source, and a winding which brings about the bias voltage, which is fed by a DC voltage source. If the self-control device is operating correctly, the signals fed to the monitoring device, which correspond to the servo control signal and the response signal of the servo system, in the magnetic modulator 63 and in the output of this magnetic modulator 63 result in the value zero, which thus corresponds to the attitude response signal and the output of the magnetic corresponding to the attitude change signal Modulator 24 is the same. In the event of proper operation, the relay 30 is therefore not actuated and the servo system remains in operation.

gend wird die Wirkungsweise der einzelnen Nachfolg überwachungseinrichtungen beschrieben.The mode of operation of the individual successor monitoring devices becomes apparent described.

Der Eingang eines jeden Kanals der überwachungseinrichtung 11 weist einen phasenempfindlichen Demodulatorverstärker auf, in dem die Signale, die jeder überwachungseinrichtung zugeführt werden, demoduliert werden.The input of each channel of the monitoring device 11 has a phase-sensitive demodulator amplifier in which the signals that are fed to each monitoring device are demodulated.

In dem Fluglageänderungssteuerkanal läuft das überwachungssignal vom Vergleichsgerät 46 durch einen phasenempfindlichen Demodulatorverstärker 15 und wird nach Demodulation einem Hochpaßfilterkreis zugeführt, der aus einem Sperrkonde,-.isator 16 und einem Widerstand 17 besteht, der an den Ausgangsklemmen des Demodulators liegt. Die Ausgangsklemme, die mit einem Ende des Widerstandes 17 verbunden ist ' ist geerdet. Das gefilterte Signal, das am Widerstand 17 entsteht, läuft durch einen Differenzierungskreis, der in Reihenschaltung einen Kondensator 18 und ein Potentiometer 19 zur Erzeugung eines der Änderungsgeschwindigkeit des Längsneigungslageänderungs - Steuersignals entsprechenden Signals aufweist. Dieses Signal, das über der Potentiometerwicklung entsteht, wird über einen Schleifer 20 abgenommen und über einen Widerstand 21 dem einen Ende einer Eingangswicklung 23 des magnetischen Modulators 24 eingespeist. Die Stellung dieses Potentiometers bestimmt die Fluglageänderungssteuergröße, bei der das Relais 30 anspricht. Zwischen dem Widerstand 21 und der Eingangswicklung 23 ist ein Ende eines Kondensators 22 angeschlossen, der auf der anderen Seite geerdet ist und zusammen mit dem Widerstand 21 einen Tiefpaß bildet.In the flight attitude change control channel, the monitoring signal from the comparator 46 runs through a phase-sensitive demodulator amplifier 15 and, after demodulation, is fed to a high-pass filter circuit consisting of a blocking probe 16 and a resistor 17 connected to the output terminals of the demodulator. The output terminal is connected to one end of the resistor 17 'is grounded. The filtered signal which is produced across the resistor 17, is passed through a differentiation circuit, in series, a capacitor 18 and a potentiometer 19 to produce a rate of change of pitch attitude change - having corresponding signal control signal. This signal, which arises via the potentiometer winding, is picked up via a wiper 20 and fed to one end of an input winding 23 of the magnetic modulator 24 via a resistor 21. The position of this potentiometer determines the attitude change control variable at which the relay 30 responds. One end of a capacitor 22 is connected between the resistor 21 and the input winding 23 , the capacitor 22 being grounded on the other side and, together with the resistor 21, forming a low-pass filter.

Das von der Ausgangswicklung 25 des magnetischen Modulators 24 abgenommene Signal wird in einem Transistorverstärker 26 verstärkt, durch einen Gleichrichter 28 gleichgerichtet und der ersten Spule 29 des Gleichstromzweispulenrelais 30 zugeführt.The signal taken from the output winding 25 of the magnetic modulator 24 is amplified in a transistor amplifier 26 , rectified by a rectifier 28 and fed to the first coil 29 of the direct current two-coil relay 30.

Das überwachungssignal, das dem vom Modulator 38 gelieferten Fluglageansprechsignal entspricht, gelangt über einen phasenempfindlichen Demodulatorverstärker 70 im kombinierten Fluglage- und Servoansprechkanal, über einen veränderlichen Widerstand 71, einen in Reihenschaltung liegenden Kondensator 74 und einen Reihenwiderstand 75 an das eine Ende der ersten Signaleingangswicklung 65 des mit zwei Eingangswicklungen ausgestatteten magnetischen Modulators 63. Im Nebenschluß zum Ausgang des Demodulators 70 und des Widerstandes 71 liegt ein Kondensator 73. Das andere Ende der Eingangswicklung 65 ist mit der geerdeten Ausgangs-C t3 klemme des phasenempfindlichen Demodulatorverstärkers 70 verbunden. Der Widerstand 75 und der Kondensator 74 bilden ein Hochpaßfilter, das in Verbindung mit dem veränderlichen Widerstand 71 und dem Kondensator 73 als Bandpaßfilter wirkt. Der Ausgang des mit zwei Eingangswicklungen ausgestatteten magnetischen Modulators wird an der Ausgangswicklung 66 abgenommen, in einem Transistorverstärker 76 verstärkt, in einem Gleichrichter 79 gleichgerichtet und der zweiten Spule 78 des Gleichstromzweispulenrelais 30 zugeführt.The monitoring signal, which corresponds to the flight attitude response signal supplied by the modulator 38 , reaches one end of the first signal input winding 65 of the one end of the first signal input winding 65 via a phase-sensitive demodulator amplifier 70 in the combined flight position and servo response channel, via a variable resistor 71, a capacitor 74 connected in series and a series resistor 75 equipped with two input windings magnetic modulator 63. the shunt connected to the output of the demodulator 70 and the resistor 71 is a capacitor 73. the other end of the input winding 65 is connected to the grounded output terminal of the phase sensitive C t3 Demodulatorverstärkers 70 is connected. Resistor 75 and capacitor 74 form a high pass filter which, in conjunction with variable resistor 71 and capacitor 73, acts as a bandpass filter. The output of the magnetic modulator equipped with two input windings is picked up at the output winding 66 , amplified in a transistor amplifier 76 , rectified in a rectifier 79 and fed to the second coil 78 of the direct current two-coil relay 30.

Wenn das System ordnungsgemäß arbeitet, sind die von den Spulen 29 und 78 des Relais 30 erzeugten Felder im Gleichgewicht, und der Relaiskontakt ist geschlossen, so daß die Kupplung 68 erregt ist. Wenn die Ausgänge der beiden magnetischen Modulatoren sich nicht mehr im Gleichgewicht befinden, dann wird der Kontakt des Relais 30 geöffnet, und die Kupplung 68 wird abgeschaltet, um das Höhenruder von dem Servosystern 12 zu entkuppeln.When the system is operating properly, the fields generated by coils 29 and 78 of relay 30 are in equilibrium and the relay contact is closed so that clutch 68 is energized. If the outputs of the two magnetic modulators are no longer in equilibrium, then the contact of the relay 30 is opened and the clutch 68 is switched off in order to decouple the elevator from the servo system 12.

Der Vergleich des Ausgangs des mit zwei Eingangswicklungen versehenen magnetischen Modulators 63, der vom Fluglageansprechsignal abhängig ist, mit dem Ausgang des magnetischen Modulators 24, der vom Flugglageänderungssteuersignal abhängig ist, überwacht das Steuersystern und das Fluglageansprechsystem.The comparison of the output of the two input winding magnetic modulator 63, which is dependent on the attitude response signal, with the output of the magnetic modulator 24, which is dependent on the attitude change control signal, monitors the control system and the attitude response system.

Im Betrieb wird das die Lageänderung des Flugzeuges angebende Steuersignal aus dem Vergleichsgerät 46 (dieses Signal ist eine Funktion der Längsneigungsänderung) im Lageänderungssteuerkanal differenziert, um ein Signal zu erzeugen, - das dem Betrag des Steuersignals der Längsneigungsänderung gleich ist. Dagegen wird aus dem Flugzeuglageansprechsignal, das eine Funktion der Beschleunigung und der Geschwindigkeit der Bewegung des Flugzeuges um die Querachse ist, die Beschleunigungsfunktion durch die Filterstufen in dem kombinierten Lage- und Servoansprechkanal ausgeschieden, wobei ein Lageansprech-Längsneigungssignal übrigbleibt. Dieses Lageansprech-Längsneigungssignal wird mit dem Betrag des Steuersignals der Längsneigungslageänderung in den Spulen 29 und 78 verglichen. Der Vergleich dieser beiden Signale überwacht den Vertikalkreisel, die Steuerungsberechnungsstufe und ihre Signalquelle, die Beschleunigungsmesser und die überwachungsstufen, nachdem die Kupplung 68 beim Nachweis eines inkorrekten Betriebes abgeschaltet wird.In operation, the change in position of the aircraft indicative control signal from the comparison device 46 (this signal is a function of pitch change) differentiated in the change of position control channel to produce a signal, - that the control signal of the pitch change is equal to the amount. On the other hand, the acceleration function is separated from the aircraft attitude response signal, which is a function of the acceleration and the speed of movement of the aircraft about the transverse axis, by the filter stages in the combined attitude and servo response channel, leaving a attitude response pitch signal. This attitude response pitch signal is compared with the magnitude of the control signal of the pitch change in the coils 29 and 78 . The comparison of these two signals monitors the vertical gyro, the control calculation stage and its signal source, the accelerometer and the monitoring stages after the clutch 68 is switched off upon detection of incorrect operation.

Um den Rückstand des Selbststeuergerätes zu überwachen, wird ein überwachungssignal, das dem Servosteuersignal entspricht und dem Servosteuerkanal zugeführt ist, mit einem Überwachungssignal, das dem Ansprechsignal des Servosysterns entspricht, verglichen und dem Lage- und Servoansprechkanal zugeführt.In order to monitor the backlog of the self-control device, a monitoring signal is which corresponds to the servo control signal and is fed to the servo control channel, with a monitoring signal, which corresponds to the response signal of the servo system, compared and fed to the attitude and servo response channel.

Das Seiiosteuersignal, das den Ausgang des Vergleichssysterns 47 enthält, ist die Differenz zwischen dem Lageänderungssteuersignal und den gemessenen Längsneigungsbeschleunigung ,s- und -geschwindigkeitssignalen vom Modulator 38. Das Servoansprechsignal vom Tachometergenerator 13 ist proportional dem Ansprechen des Servosystems, d. h. der Geschwindigkeit der Höhensteuerbewegung (unter der Annahme, daß kein toter Gang zwischen dem Servosystern und den Höhenrudern auftritt). Das Servoansprechsignal erzeugt ein zweites Eingangssignal am Lage- und Servoansprechkanal, wobei der Kanal auf dieses Signal in ähnlicher Weise wie auf das Neigungsansprechsignal wirkt.The servo control signal, which contains the output of the comparison system 47, is the difference between the attitude change control signal and the measured pitch acceleration, pitch and velocity signals from the modulator 38. The servo response signal from the tachometer generator 13 is proportional to the response of the servo system, i. H. the speed of the elevator movement (assuming that there is no backlash between the servo system and the elevators). The servo response generates a second input signal on the attitude and servo response channels, the channel acting on that signal in a manner similar to that of the tilt response.

Das überwachungssignal, das dem Servosteuersignal entspricht, wird einem phasenempfindlichen Demodulatorverstärker 50 zugeführt, der den Eingang des Servosteuerkanals enthält.The monitoring signal, which corresponds to the servo control signal, is fed to a phase sensitive demodulator amplifier 50 which contains the input of the servo control channel.

Das demodulierte Signal wird dann über einen einstellbaren Widerstand 51, einen Kondensator 54 und einen weiteren einstellbaren Widerstand 56 zu einer zweiten Eingangswicklung 64 des magnetischen Modulators 63 geleitet. Ein Kondensator 53 liegt im Nebenschluß über dem Ausgang des Demodulators 50 und dem Widerstand 51. Das andere Ende der zweiten Eingangswicklung 64 ist mit der geerdeten Ausgangsklemme des Demodulators 50 verbunden.The demodulated signal is then passed via an adjustable resistor 51, a capacitor 54 and a further adjustable resistor 56 to a second input winding 64 of the magnetic modulator 63 . A capacitor 53 is shunted across the output of demodulator 50 and resistor 51. The other end of second input winding 64 is connected to the grounded output terminal of demodulator 50 .

Im Magnetmodulator 63 wird das Servosteuerüberwachungssignal an der Wicklung 64 mit dem Servoansprechüberwachungssignal an der Wicklung 65 verglichen. Da das Servoansprechsignal außer bei kleinen Frequenzen in seiner Phase proportional zum Servosteuersignal sein sollte, ergeben die vorerwähnten in dem Signale Servoverstärker, den Wert Null, dem wenn Servosystem, nicht eine Störung dem -' Tachometergenerator oder den überwachungsstufen eintritt.In magnetic modulator 63 , the servo control monitoring signal on winding 64 is compared with the servo response monitoring signal on winding 65 . Since the servo response signal should be proportional in its phase to the servo control signal except at low frequencies, the aforementioned in the servo amplifier signals result in the value zero, which, if the servo system, does not interfere with the tachometer generator or the monitoring stages.

Wenn die vorerwähnten Signale einander in Phase und Größe auslöschen, ist der Ausgang des magnetischen Modulators 63 proportional zum Lageansprechüberwachungssignal, das in der Eingangswicklung 65 überlagert wird. Die Ausgänge des magnetischen Modulators 63 werden verstärkt und der einen oder anderen Wicklung des Zweispulenrelais 30 zugeführt.When the aforementioned signals cancel each other in phase and magnitude, the output of the magnetic modulator 63 is proportional to the position response monitor signal superimposed in the input winding 65. The outputs of the magnetic modulator 63 are amplified and fed to one or the other winding of the two-coil relay 30.

Die Ausgangswicklung 25 des magnetischen Modulators 24 ist an einem Ende über eine Hälfte einer Sekundärwicklung eines Transformators 93 geerdet und mit ihrem anderen Ende am Strahler eines Transistors 26 über einen Widerstand 27 verbunden. Der Kollektor des Transistors 26 ist über einen Gleichrichter 28 und die Spule 29 des Relais 30 geerdet. Im Nebenschluß zu der Spule 29 liegt ein Abstimmkondensator 31. Die Leitungen von den normalerweise geschlossenen Kontakten des Relais 30 sind mit der Kupplung 68 verbunden.The output winding 25 of the magnetic modulator 24 is grounded at one end via one half of a secondary winding of a transformer 93 and connected at its other end to the radiator of a transistor 26 via a resistor 27 . The collector of the transistor 26 is grounded via a rectifier 28 and the coil 29 of the relay 30. A tuning capacitor 31 is shunted to the coil 29. The lines from the normally closed contacts of the relay 30 are connected to the coupling 68 .

Die Ausgangswicklung des mit zwei Eingangswicklungen versehenen magnetischen Modulators 63 ist auf ähnliche Weise über eine gleiche Transistorstufe, die einen Widerstand 77, einen Transistor 76, einen Gleichrichter 79 und einen Abstimmkondensator 85 aufweist, mit der Spule 78 des Relais 30 verbunden.The output winding of the magnetic modulator 63 provided with two input windings is similarly connected to the coil 78 of the relay 30 via a same transistor stage comprising a resistor 77, a transistor 76, a rectifier 79 and a tuning capacitor 85 .

Die Primärwicklung des Transformators 93 ist an eine geeignete Wechselstromquelle angeschlossen, so daß die Transformatorsekundärwicklung, die in der Mitte geerdet ist, eine Spannung für die Transistorverstärkerstufen 32 und 33 über die Modulatorausgangswicklungen 25 und 66 liefert und die Spulen 29 und 78 des Relais 30 gleichmäßig erregt. Deshalb wird beim Auftreten einer Störung in einem der beiden Transistorverstärker während einer Zeitdauer, in der keine Signale durch die überwachungskanäle geleitet werden, z. B. wenn das Flugzeug im waagerechten Flug in einer gewünschten Höhe fliegt, der Ausgang des richtig arbeitenden Transistorverstärkers veranlassen, daß das Relais 30 die Kupplung 68 abschaltet.The primary winding of the transformer 93 is connected to a suitable AC power source so that the transformer secondary winding, which is grounded in the center, supplies a voltage for the transistor amplifier stages 32 and 33 via the modulator output windings 25 and 66 and energizes the coils 29 and 78 of the relay 30 uniformly . Therefore, if a fault occurs in one of the two transistor amplifiers during a period in which no signals are passed through the monitoring channels, e.g. B. when the aircraft is in level flight at a desired altitude, the output of the properly working transistor amplifier will cause the relay 30 to turn off the clutch 68.

Im Selbststeuergerät wird das dem Servosystern gemäß der Ansprechgeschwindigkeit des Flugzeugs zugeführte und durch Integration eines Teiles des Ausgangs der zwei Beschleunigungsmesser 35, 36 erhaltene Signal in Übereinstimmung mit einer Funktion des dynamischen Druckes verändert. Diese Veränderung des an das Servosystern gegebenen Signals mit dem dynamischen Druck muß natürlich durch die überwachungseinrichtung 11 berücksichtigt werden, und dementsprechend werden die charakteristischen Größen der Kanäle im überwachungsgerät in Übereinstimmung mit einer Funktion des dynamischen Druckes verändert.In the self-control device, the signal supplied to the servo system in accordance with the response speed of the aircraft and obtained by integrating part of the output of the two accelerometers 35, 36 is changed in accordance with a function of the dynamic pressure. This change in the signal given to the servo system with the dynamic pressure must of course be taken into account by the monitoring device 11 , and accordingly the characteristic sizes of the channels in the monitoring device are changed in accordance with a function of the dynamic pressure.

Im Steuersignalkanal für die Lageänderung wird die Stellung des Abgriffs des Potentiometers 19 in Abhängigkeit vom dynamischen Druck g durch Drehung der Welle 89 verändert. Die folgende Änderung der Zeitkonstanten im Lageänderungssteuerkanal 'und dessen Frequenzgang wird von einer gleichen Änderung der Zeitkonstanten und des Frequenzganges des kombinierten Lage- und Servoansprechkanals begleitet, die durch eine Änderung der Größe des einstellbaren Widerstandes 71 durch die Drehung der Welle 89 verursacht wird.In the control signal channel for the change in position, the position of the tap of the potentiometer 19 is changed as a function of the dynamic pressure g by rotating the shaft 89 . The following change in the time constants in the position change control channel and its frequency response is accompanied by an equal change in the time constants and the frequency response of the combined position and servo response channel, which is caused by a change in the size of the adjustable resistor 71 caused by the rotation of the shaft 89 .

Die Einstellung des einstellbaren Widerstandes 51 im Servosteuerkanal wird ebenfalls in übereinstimmung mit Änderungen des dynamischen Druckes vorgenommen, und zwar so, daß die charakteristischen Größen der Zeitkonstante und des Frequenzganges des Servosteuerkanals mit denen des kombinierten Lage- und Servoansprechkanals identisch bleiben mit der Ausnahme, daß im Servosteuerkanal durch Verstellung des einstellbaren Widerstandes 56 mittels der Welle 89 auch eine Kompensation für Änderungen im Ansprechen des Tachometergenerators vorgesehen ist.The setting of the adjustable resistor 51 in the servo control channel is also made in accordance with changes in the dynamic pressure, in such a way that the characteristic values of the time constant and the frequency response of the servo control channel remain identical to those of the combined position and servo response channel, with the exception that in Servo control channel by adjusting the adjustable resistor 56 by means of the shaft 89 , a compensation for changes in the response of the tachometer generator is provided.

Die automatischen Steuersignale von der Steuerberechnungsstufe 61 werden während des automatischen Fluges mit einer gesteuerten Größe eingeführt. Diese Größe ist niedrig und so gewählt, daß die automatischen Signale das Relais 30 nicht betätigen. Eine Störung, die innerhalb einer vorbestimmten beschränkten Zeitdauer zu unerwünschten Steuervorgängen führt, bewirkt jedoch eine Außerbetrieb-Setzung.The automatic control signals from the control calculation section 61 are introduced with a controlled amount during automatic flight. This quantity is low and is chosen so that the automatic signals do not actuate the relay 30. However, a malfunction which leads to undesired control processes within a predetermined limited period of time causes a shutdown.

Um eine Außerbetriebsetzung während schneller, durch Betätigung des Längsneigungsknopfes 55 am Steuergerät 39 ausgelöster Steuervorgänge zu vermeiden, ist ein überbrückungsschalter 90, dessen zwei Kontakte 91, 92 mit den Kontakten des Relais 30 verbunden sind, mit dem Längsneigungsknopf 55 gemeinsam betätigbar verbunden. Bei Betätigung des Knopfes 55 wird der Schalter 90 geschlossen, so daß die überwachungseinrichtung 11 zeitweilig überbrückt wird, um ungewollte Auslösungen zu vermeiden. Da der Flugzeugführer während dieser Zeit die Handsteuerung des Flugzeuges betätigt, würde er selbst jede Störung wahrnehmen und wirkt so selbst als überwachungsvorrichtung.In order to avoid shutdown during faster control processes triggered by actuating the pitch button 55 on the control unit 39 , a bypass switch 90, the two contacts 91, 92 of which are connected to the contacts of the relay 30, is connected to the pitch button 55 and can be operated jointly. When the button 55 is actuated, the switch 90 is closed so that the monitoring device 11 is temporarily bypassed in order to avoid unwanted tripping. Since the pilot operated the manual control of the aircraft during this time, he would perceive any disturbance himself and thus act as a monitoring device himself.

Wenn im Falle einer Störung im Versorgungs-Stromkreis eine störsichere Arbeitsweise der überwachungsanlage 11 und der dazugehörigen Schaltungen gewünscht wird, kann der Verstärker, der den Strom der Spule 29 liefert, von einer ersten Spannungsquelle erregt werden, während der Verstärker, der den Strom der Spule 78 liefert, durch eine andere Spannungsquelle erregt werden kann. Der Ausfall einer der Spannungsquellen würde sodann infolge der entstehenden Ungleichheit der durch die Spulen fließenden Ströme die Betätigung des Relais 30 bewirken. Andererseits ist es möglich, auch nur eine Stromquelle vorzusehen, wenn z. B. diese gesondert durch ein weiteres, in Reihe mit dem Relais 30 liegendes Relais überwacht wird, so daß die Kupplung 68 bei Ausfall der Stromversorgang außer Betrieb gesetzt würde.If, in the event of a fault in the supply circuit, interference-free operation of the monitoring system 11 and the associated circuits is desired, the amplifier that supplies the current of the coil 29 can be excited by a first voltage source, while the amplifier that supplies the current of the coil 78 supplies, can be excited by another voltage source. The failure of one of the voltage sources would then cause the relay 30 to be actuated as a result of the resulting inequality of the currents flowing through the coils. On the other hand, it is possible to provide only one power source if, for. B. this is monitored separately by another relay lying in series with the relay 30 , so that the clutch 68 would be put out of operation if the power supply fails.

Es ist nicht notwendig, daß die charakteristischen Größen der Einrichtung immer in Übereinstimmung mit dem dynamischen Druck verändert werden, vielmehr können sie auch in Übereinstimmung mit irgendeinem anderen geeigneten Parameter, beispielsweise als Funktion der Machzahl bei Drehung der Welle 59 verändert werden.It is not necessary that the characteristic quantities of the device always be changed in accordance with the dynamic pressure, but they can also be changed in accordance with some other suitable parameter, for example as a function of the Mach number when the shaft 59 rotates.

Claims

PATENT CLAIMS: 1. Comparison device for servo control systems in flight control systems, which is used to adjust a rudder surface and thereby controls the movement of the aircraft around one of its axes, a first instrument generating a first control signal and a second instrument generating a second control signal and a servo control signal , which contains the first and second control signals as components, is fed as an input to the servo control system, characterized by means which are responsive to the first signal and generate a third signal which is a function of the movement of the aircraft about the respective axis, further by means, responsive to the second signal, for generating a fourth signal which is a function of movement of the aircraft about the same axis, and circuitry (30), responsive to the third and fourth signals, for generating a characteristic signal when the difference in the sizes of the third and fourth n signal exceeds a certain amount.

2. Comparison device according to claim 1, characterized in that the first signal represents a measure of the angular displacement of the aircraft around the control axis and the second signal represents a measure of the angular acceleration of the aircraft around the control axis and that the first signal for generating the third signal differentiates and that second signal is integrated to generate the fourth signal. 3. Comparison device according to claims 1 and 2, characterized by a second comparison device (63) which is responsive to the servo control signal and a fifth signal which is a measure of the output variable of the servo control system (12) and which generates a characteristic signal, when the difference between the fifth signal and the servo control signal exceeds a predetermined amount. 4. Comparison device according to claim 3, characterized in that the two signals to be compared and a further signal which corresponds to one of the other two signals to be compared are fed to the comparison device (63) and that the output of the comparison device together with the other of the two other signals is fed to the other comparison device, this latter comparison device generating the characteristic signal. 5. Comparison device according to claims 3 and 4, characterized by a pressure-responsive device (89) which changes the fifth signal in inverse proportion to the dynamic pressure, and by a compensator associated with the comparison device, which has a fifth signal to compensate for the occurring Change is added. 6. Comparison device according to claims 1 to 5, characterized in that a manual control device (55) for setting a component of the servo control signal is provided together with a switch (90) which is actuated by the manual control device (55) and serves to control the comparison device (11) ineffective, so that when the component of the servo control signal is adjusted by the manual control device (55), the characteristic signal is generated. 7. Comparison device according to claims 1 to 6, characterized in that the characteristic signal actuates the switching arrangement. 8. Comparison device according to claim 7, characterized in that when the switching arrangement is actuated, the automatic control device is put out of operation.