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Flugregelanlage mit Einrichtungen zur Dämpfung von Schwingungen hoher
Frequenz Die Erfindung betrifft eine Flugzeugsteuereinrichtung, wobei den manuell
oder selbsttätig erzeugten Steuersignalen dämpfende Korrektursignale überlagert
werden, die beim überschreiten des normalen Schwingungsbereichs bei Drehbewegungen
um die Längs- und Querachse durch einen Winkelbeschleunigungsmesser erzeugt werden.
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Hochleistungsflugzeuge neigen infolge ihrer großen Geschwindigkeit
und ihrer Formgebung bekanntlich zu Schwingungen um eine oder mehrere ihrerAchsen,
wenn sie durch Störungen, beispielsweise Böen, vorübergehend aus ihrem normalen
Kurs abgelenkt werden. Insbesondere bei kleineren Typen besitzen diese Schwingungen
eine höhere Frequenz als die durch normale Steuervorgänge verursachten Bewegungen.
Ein Ausgleich der Schwingungen durch die Handsteuerung oder die Flugregelanlage
ist wegen der Reaktionszeit bzw. der Trägheit der Einrichtungen meist nicht möglich;
ein entsprechendes Gegensteuern führt außerdem zur Verstärkung und zum Aufschaukeln
der Schwingungen.
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Es werden daher im allgemeinen automatische Dämpfungseinrichtungen
verwendet, die entweder der automatischen Flugzeugsteuereinrichtung Korrektursignale
zur Dämpfung der Schwingungen liefern oder manuell auf die Ruderflächen einwirken,
so daß eine Dämpfung der Schwingungen erreicht wird. Als Fühleinrichtung zur Feststellung
der Schwingungen werden im allgemeinen gefesselte Kreisel verwendet, welche die
Winkelgeschwindigkeit des Flugzeugs um eine der Flugzeugachsen feststellen, wobei
der Kreisel ein Signal erzeugt, das proportional der Winkelgeschwindigkeit der Schwingungen
des Flugzeugs um die betreffende Achse ist. Dieses Signal wird der Flugregelanlage
oder der manuellen Betätigungseinrichtung der Dämpfungsanlage zugeführt, wodurch
die zum Dämpfen der Schwingungen erforderlichen Korrekturen auf die entsprechende
Ruderfläche übertragen werden. Da der Kreisel sehr schnell anspricht, d. h. die
Bewegungen des Flugzeugs um seine Achse beinahe gleichzeitig mit dem Auftreten der
Bewegung feststellt, kann die erforderliche Bewegung der Ruderfläche bereits zu
Beginn der Störung erreicht werden. Dadurch werden die Amplitude der Schwingungen
des Flugzeugs sowie die Dauer der Schwingungen beträchtlich herabgesetzt.
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Ein Nachteil des gefesselten Kreisels besteht jedoch darin, daß er
sowohl bei den hochfrequenten Schwingungen als auch bei den durch normale Steuervorgänge
hervorgerufenen Zustandsänderungen des Flugzeugs, die mit geringerer Frequenz erfolgen,
anspricht. Um zu vermeiden, daß dieDämpfungseinrichtung auch diesen gewollten stationären
Zustandsänderungen entgegenwirkt, muß eine besondere Ausgleichseinrichtung vorgesehen
werden, welche die bei normalen Steuervorgängen auftretenden und durch stationäre
Zustandsänderungen hervorgerufenen Signale des Kreisels aufhebt, während sie die
durch eine Störung verursachten Einschwingsignale des Kreisels durchläßt.
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Die bisher bekannten Dämpfungsanlagen für diesen Zweck erfüllen im
allgemeinen die gestellten Anforderungen in zufriedenstellender Weise, jedoch haben
diese Anlagen ein beträchtliches Gewicht und sind auch durch den komplizierten Aufbau
einer größeren Störanfälligkeit unterworfen.
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Das Ziel der Erfindung liegt daher in der Schaffung einer Flugzeugsteuereinrichtung,
bei der die zur Erzeugung der Korrektursignale dienende Dämpfungseinrichtung vereinfacht
ist, ein erheblich geringeres Gewicht als die bisher dafür verwendeten Einrichtungen
aufweist sowie eine größere Betriebssicherheit gewährleistet.
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Dies wird erfindungsgemäß dadurch erreicht, daß zur Erzeugung der
Korrektursignale ein Winkelbeschleunigungsmesser verwendet wird, auf dessen
beschleunigungsempfindliches
Organ eine Dämpfung und eine Rückstellkraft einwirken, die so bemessen sind; daß
die vom Winkelbeschleunigungsmesser abgegebenen Signale bei hochfrequenten Schwingungen
der Winkelgeschwindigkeit und bei niederfrequenten Schwingungen der Beschleunigung
proportional sind.
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Zwei Ausführungsbeispiele der Dämpfungseinrichtung sind in der Zeichnung
dargestellt. Darin zeigt Fig. 1 ein Blockschema einer Flugregelanlage mit der Dämpfungseinrichtung,
Fig.2 ein Blockschema einer anderenAusführungsform der Flugregelanlage mit Dämpfungseinrichtung
und Fig. 3 einen Schnitt durch eine Ausführungsform des bei der Dämpfungseinrichtung
verwendeten Winkelbeschleunigungsmessers.
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Die Flugregelanlage (Fig. 1) enthält in bekannter Weise eine kraftbetriebene
Ruderbetätigungseinrichtung 10 zur Verstellung einer Ruderfläche 12, wobei die Kraftbetätigungseinrichtung
10 durch eine Steuervorrichtung 14 entsprechend der Bewegung eines Gestänges 16,
18 gesteuert wird. Die Betätigungseinrichtung 10 und die Steuereinrichtung 14 werden
bei dem dargestellten Beispiel hydraulisch betrieben: Das Gestänge 16 ist in der
Mitte des Hebels 18 angelenkt, und das eine Ende des Hebels 18 ist bei 19 gelenkig
mit dem einen Ende einer Stange 20 verbunden. Die Stange 20 wird entweder durch
den um einen Drehpunkt 22 schwenkbaren Steuerknüppel 21 oder durch eine automatische
Steuereinrichtung 23 bewegt. Die Steuereinrichtung 23 liefert Steuersignale, die
einer Servobetätigungseinrichtung 24 zugeführt werden. Die Einrichtung 24 treibt
ein Getriebe 25, das die Stange 20 durch Verkürzung oder Verlängerung der Stange
26 bewegt.
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Dieser manuell und automatisch betätigbarenSteuerung werden Korrektursignale
überlagert, die unerwünschte Schwingungen des Flugzeugs verhindern oder dämpfen.
Hierfür dient eine Dämpfungseinrichtung 27. Die Dämpfungseinrichtung 27 stellt die
Schwingbewegung des Flugzeugs fest und erzeugt ein Signal, das proportional zu einer
Bewegungsgröße des Flugzeugs ist. Das Signal wird einer Dämpfungsservobetätigungseinrichtung
28 zugeführt, die gelenkig mit dem anderen Ende des Hebels 18 am Punkt 29 verbunden
ist. Die Einrichtung 28 betätigt den Hebel 18 und das Gestänge 16 in Abhängigkeit
von den Signalen, die von der Dämpfungseinrichtung 27 erzeugt werden, wodurch die
Ruderfläche 12 in beiden Richtungen betätigbar ist und die Schwingungen des. Flugzeugs
korrigiert oder dämpft. Die Dämpfungseinrichtung 27 arbeitet zur Erzeugung der gewünschten
Dämpfung des Flugzeugs unabhängig von der automatischen Steuerungsanlage. Hätte
die Dämpfungseinrichtung eine frequenzunabhängige Arbeitsweise, würde sie allerdings
auch allen Schwingungen entgegenwirken, die sie bei einer Drehbewegung des Flugzeugs
feststellt, die durch den Steuerknüppel 21 oder durch die Flugregelanlage über das
Gestänge 16 hervorgerufen wird.
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Zur Vermeidung dieser unerwünschten Wirkung wird für die Dämpfungseinrichtung
27 ein Winkelbeschleunigungsmesser verwendet, dessen dynamische Ansprechkurve diesem
Zweck angepaßt ist. Die Achse des Winkelbeschleunigungsmessers ist parallel zu der
in Betracht kommenden Drehbewegungsachse des Flugzeugs angeordnet. Für gewöhnlich
sollte der Winkelbeschleunigungsmesser ein Signal erzeugen, das stets proportional
zur Winkelbeschleunigung des Flugzeugs um die betreffende Achse ist. Es hat sich
aber herausgestellt, daß die dynamische Ansprechkurve eines Winkelbeschleunigungsmessers
verändert wird, wenn er mit Dämpfungsmitteln versehen ist, die so bemessen sind,
daß die Bewegung des beschleunigungsempfindlichen Organs des Winkelbeschleunigungsmessers
über den kritischen Dämpfungspunkt (aperiodischen Grenzfall) hinaus gedämpft ist.
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Diese überkritische Dämpfung de s Winkelbeschleunigungsmessers hat
zurFolge, daß sein beschleunigungsempfindliches Organ den Schwingungen, deren Frequenz
über der Eigenfrequenz des beschleunigungsempfindlichen Organs liegt, nicht folgen
kann. Das erzeugte Signal ist daher bei solchen hochfrequenten Schwingungen nicht
der Winkelbeschleunigung; sondenn der Winkelgeschwindigkeit der Schwingungen des
Flugzeugs proportional. Bei hochfrequenten Schwingungen des Flugzeugs wirkt also
der überkritisch gedämpfte Winkelbeschleunigungsmesser wie ein Geschwindigkeitskreisel,
denn er erzeugt ein Signal, das der Winkelgeschwindigkeit proportional ist. Dagegen
ist der Beschleunigungsmesser bei niedrigen Frequenzen noch in der Lage, den Winkelbeschleunigungen
des Flugzeugs zu folgen, und wird daher, ebenso wie ein normaler Winkelbeschleunigungsmesser
bei niederen Frequenzen, ein Signal erzeugen, das der Beschleunigung des Flugzeugs
proportional ist.
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Da die automatische Dämpfungseinrichtung nur die hochfrequenten Schwingungen
korrigieren soll, eignet sich der überkritisch gedämpfte Winkelbeschleunigungsmesser
zur Erzeugung der erforderlichen Korrektursignale. Die durch normale Steuervorgänge
hervorgerufenen Schwingungen des Flugzeugs haben nur eine niedrige Frequenz, so
daß die vom Winkelbeschleunigungsmesser abgegebenen Korrektursignale so klein sind,
daß sie den Bewegungsablauf praktisch nicht beeinflussen. Es ist daher nicht notwendig,
bei einer Dämpfungseinrichtung, die mit einem überkritisch gedämpften Winkelbeschleunigungsmesser
ausgestattet ist, die sonst übliche Ausgleichseinrichtung vorzusehen. Fig.2 zeigt
die Anwendung des überkritisch gedämpften Winkelbeschleunigungsmessers als Dämpfungseinrichtung
bei einer rein automatischen Flugzeugsteuerungseinrichtung. Die automatische Flugzeugsteuerungseinrichtung
enthält eine Servobetätigungseinrichtung 30, die von einem Servoverstärker 32 in
Abhängigkeit von einem Steuersignal betätigt wird. Das Steuersignal wird von einer
automatischen Flugregeleinrichtung, beispielsweise einem Kreisel, geliefert,wodurch
beispielsweise dieHöhenruderfläche 12a eines Flugzeugs über ein mechanisches Gestänge
34 von der Servobetätigungseinrichtung 30 verstellt wird. Wenn die Servobetätigungseinrichtung
30 das Höhenruder 12a über das mechanische Gestänge 34 bewegt, betreibt sie gleichzeitig
über ein mechanisches Gestänge 34a die Servostellungsrückkopplung 36, die dem Servoverstärker
32 den erforderlichen Nachlauf erteilt. Dadurch ist die Regelschleife für die normalen
Steuerbewegungen geschlossen, so daß die von der Dämpfungseinrichtung 27 erzeugten
Korrektursignale direkt dem Servoverstärker 32 zugeführt werden und die bei der
Anordnung nach Fig. 1 erforderliche Dämpfungsservobetätigungseinrichtung 28 entfällt.
Die Regelschleife für die Dämpfungseinriehtung ist bei 38 geschlossen.
In
Fig. 3 ist im Schnitt ein Winkelbeschleunigungsmesser dargestellt, der sich für
diesen Anwendungszweck besonders eignet. Der Winkelbeschleunigungsmesser enthält
ein Trägheitsghed 40, das drehbar in einem Gehäuse 42 gelagert ist und beispielsweise
aus einem äußeren ringförmigen hohlen Abschnitt 44, der von einem massiven, scheibenartigenTeil
46 umgeben ist, besteht. Das Gehäuse 42 besitzt zylindrische Gestalt und ist mit
einem abnehmbaren Deckel 48 versehen. Das Trägheitsglied 40 ist im Inneren des Gehäuses
42 drehbar um eine Achse x-x gelagert, die durch den Drehpunkt verläuft. Das Trägheitsglied
40 ist fest auf einer Welle 50 angebracht, die durch den scheibenartigen Abschnitt
46 geführt ist, und kann auf dieser Welle in beliebiger Weise, beispielsweise durch
einen Keil 52, befestigt sein. Die Welle 50 ist im Gehäuse 52 in den Lagern 54 drehbar
gelagert. Der Raum im Gehäuse 42 rings um das Trägheitsglied 40 ist mit einer Dämpfungsflüssigkeit
56 ausgefüllt. Als Dämpfungsflüssigkeit 56 wird vorzugsweise Silikonöl verwendet,
das die Bewegungen des Trägheitsglieds 40 dämpft und gleichzeitig einen Auftrieb
des Trägheitsglieds erzeugt, so daß die Belastung der Lager 54 verringert oder beseitigt
wird. Bei entsprechender Bemessung des Trägheitsglieds in bezug auf die Dämpfungsflüssigkeit
56 kann erreicht werden, daß das Trägheitsglied im Gehäuse 42 gerade im Schwebezustand
ist, so daß die Lager 54 nicht belastet sind. Dieser Schwebezustand erhöht bekanntlich
die Empfindlichkeit und die Genauigkeit des Trägheitsglied 40 beträchtlich. Außerdem
kann die Ausführung so getroffen sein, daß der Drehpunkt, das Metazentrum und der
Schwerpunkt des Trägheitsglieds 40 zusammenfallen. Im abnehmbaren Deckel 48 ist
eine Einfüllöffnung 58 angebracht, durch welche die Dämpfungsflüssigkeit 56 in das
Gehäuse 42 eingefüllt werden kann.
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Zur Feststellung der Relativbewegung zwischen dem Trägheitsglied 40
und dem Gehäuse 42 ist eine Abtasteinrichtung vorgesehen, die sich bei dem dargestellten
Beispiel als Differentialübertrager mit einem Rotor 60, der fest auf der Welle 50
angebracht ist und sich mit dieser gemeinsam dreht, darstellt sowie einen Stator
62 aufweist, der an einer Seite des Gehäuses 42 durch Stützen 64 befestigt ist.
Die Erregung des Stators 62 geschieht über die Leitungen 66, die mit einer Wechselstromquelle
verbunden sind. Die Leitungen 66 werden in das Gehäuse 42 über eine Abdichtung 68
eingeführt. Das von der Abtasteinrichtung erzeugte Signal wird vom Stator 62 über
die Leitungen 70 abgenommen, die über eine weitere Dichtung 68 durch die Seitenwand
des Gehäuses 42 nach außen geführt sind.
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Auf das Trägheitsglied 40 wird durch eine Spiralfeder 72 eine Rückstellkraft
ausgeübt, wobei durch die Federkraft der Feder 72 das Trägheitsglied 40 in seiner
Mittelstellung gegenüber dem Gehäuse 42 gehalten wird. Zu diesem Zweck ist das eine
Ende der Spiralfeder 72 mit dem Gehäuse 42 über einen Ausleger 74 verbunden, während
das andere Ende der Feder an der Welle 50 befestigt ist. Gegebenenfalls könnte die
Rückstellkraft auch auf elektrischem Weg erzeugt werden, wobei das Rückstellmoment
des Differentialübertragers ausgenützt wird.
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Die Eigenfrequenz des Trägheitsglieds im ungedämpften Zustand und
sein Dämpfungsfaktor werden so gewählt, daß der Winkelbeschleunigungsmesser ein
der Eigenfrequenz des Flugzeugs entsprechendes Ausgangssignal liefert, das demjenigen
eines Geschwindigkeitskreisels entspricht. Wie bereits dargelegt, muß zu diesem
Zweck das Trägheitsglied überkritisch gedämpft und die Eigenfrequenz des Trägheitsglieds
so bemessen werden, daß sie unter der Frequenz der zu dämpfenden Schwingungen liegt.
Die überkritische Dämpfung des Winkelbeschleunigungsmessers kann durch Erhöhung
der Viskosität der Dämpfungsflüssigkeit erreicht werden. Die Eigenfrequenz des Trägheitsglieds
im ungedämpften Zustand kann durch die Feder verändert werden, mit der das Trägheitsglied
und das Gehäuse des Beschleunigungsmessers in Verbindung stehen. Wenn für einen
bestimmten Flugzustand der Wirkungsbereich der Dämpfungseinrichtung verändert werden
muß, kann dies während des Fluges entweder dadurch geschehen, daß der Dämpfungsfaktor
des überkritisch gedämpften Beschleunigungsmessers durch Veränderung der Temperatur
der Dämpfungsflüssigkeit verändert wird, oder dadurch, daß die Eigenfrequenz des
Trägheitsglieds durch Veränderung der Federkraft verändert wird.
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Die Wirkungsweise des in Fig.3 dargestellten Winkelbeschleunigungsmessers
wird an Hand der in Fig. 2 dargestellten Flugzeugregelanlage beschrieben. Es sei
angenommen, daß der überkritisch gedämpfte Winkelbeschleunigungsmesser 27 mit seiner
Achse x-x parallel zur Querachse des Flugzeugs angebracht ist. Wenn das Flugzeug
im Geradeausflug plötzlich eine Längsneigungsbewegung macht, so wird diese Drehbewegung
um die Querachse durch den überkritisch gedämpften Winkelbeschleunigungsmesser festgestellt.
Bei dieser Längsneigungsbewegung des Flugzeugs folgt das Gehäuse 42 des Beschleunigungsmessers
27, das fest mit dem Flugzeug verbunden ist, dieser Bewegung. Das Trägheitsglied
40 versucht dann, die Lage beizubehalten, die es vor der Längsneigung des Flugzeugs
innehatte. Infolge der überkritischen Dämpfung des Trägheitsglieds werden jedoch
die vom Trägheitsglied. festgestellten Beschleunigungsbewegungen des Flugzeugs integriert,
so daß die Relativbewegung zwischen dem Gehäuse und dem Trägheitsglied proportional
der Geschwindigkeit der Drehbewegung um die Querachse erfolgt. Das von der Abtasteinrichtung
im Winkelbeschleunigungsmesser erzeugte Signal, das der Geschwindigkeit der Längsneigung
proportional ist, wird dem Servoverstärker 32 zugeführt, der seinerseits die Servobetätigungseinrichtung
30 erregt, um das Höhenruder 12a über das mechanische Gestänge 34 nach oben zu bewegen,
so daß der Längsneigung des Flugzeugs entgegengewirkt wird. Wenn das Flugzeug auf
die Bewegung des Höhenruders 12a anspricht, so daß die Nase des Flugzeugs angehoben
wird, stellt der überkritisch gedämpfte Winkelbeschleunigungsmesser die Geschwindigkeit
dieser Bewegung in der zuvor geschilderten Weise ebenfalls fest, so daß ein Signal
erzeugt wird, das dieser Bewegung proportional ist. Die Polarität dieses Signals
ist umgekehrt, da die festgestellte Bewegung in der entgegengesetzten Richtung stattfindet.
Dieses Signal wird gleichfalls dem Servoverstärker 32 zugeführt, so daß die Servobetätigungseinrichtung
30 betätigt wird, um das Höhenruder 12a nach unten zu bewegen und dadurch die Fluglage
wiederherzustellen.
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Bei Verwendung des überkritisch gedämpften Winkelbeschleunigungsmessers
wird demnach die Fluglage ohne störende Schwingungen ausgeglichen werden.