DE1217215B

DE1217215B - Automatic safety device in aircraft control systems

Info

Publication number: DE1217215B
Application number: DES58097A
Authority: DE
Inventors: Frederick Arthur Summerlin
Original assignee: Sperry Gyroscope Co Ltd
Current assignee: Sperry Gyroscope Co Ltd
Priority date: 1957-05-02
Filing date: 1958-05-02
Publication date: 1966-05-18

Description

Selbsttätige Sicherheitsvorrichtung in Flugzeugsteueranlagen Die Erfindung bezieht sich auf eine selbsttätige Sicherheitsvorrichtung in Flugzeugsteueranlagen zur Vermeidung von mechanischen überlastungen des Flugzeuges, die durch übermäßige Ruderausschläge entstehen, wenn ein das Ruder betätigender Servomotor wegläuft.Automatic safety device in aircraft control systems The invention refers to an automatic safety device in aircraft control systems to avoid mechanical overloading of the aircraft caused by excessive Rudder deflections occur when a servomotor operating the rudder runs away.

Es ist bereits für diesen Zweck eine Einrichtung bekannt, bei der die Ruderverstellung zum Schutz gegen mechanische überbelastungen des Flugzeuges begrenzt wird. Hierbei sind die Grenzausschläge für ein Höhenruder hauptsächlich abhängig von der über einen längeren Zeitraum durchschnittlichen Ruderstellung, wobei die Grenzausschläge nach oben oder unten nicht in bezug auf die neutrale Ruderstellung bestimmt werden.It is already known for this purpose a device in which the rudder adjustment to protect the aircraft against mechanical overload is limited. Here the limit deflections for an elevator are mainly depending on the average rudder position over a longer period of time, the limit deflections up or down not with respect to the neutral rudder position to be determined.

Die Erfindung geht von der Erkenntnis aus, daß es unzweckmäßig ist, die Grenzausschläge von der über einen längeren Zeitraum gemessenen Durchschnittslage des Ruders abhängig zu machen, da häufig Kurvenflüge so lange dauern können, daß hierdurch die durchschnittliche Stellung des Ruders verändert und dadurch der Grenzausschlag auf einen Wert erweitert werden kann, der die Sicherheit nicht mehr gewährleistet.The invention is based on the knowledge that it is inexpedient the limit swings of the average position measured over a longer period of time To make the rudder dependent, since turns can often take so long that this changes the average position of the rudder and thereby the limit deflection can be expanded to a value that no longer guarantees security.

Die Beanspruchung des Flugzeugkörpers hängt sehr stark von dem auf das Flugzeug ausgeübten Wendedrehmoment ab, das bei einem gegebenen Ruderausschlag mit der Geschwindigkeit zunimmt. Es ist daher zweckmäßig, den Grenzausschlag des Ruders bei zunehmender Geschwindigkeit wenigstens in gewissen Geschwindigkeitsbereichen herabzusetzen und den von einer neutralen Stellung aus berechneten Grenzausschlag von der Fluggeschwindigkeit abhän-gig zu machen. Dabei ist gewährleistet, daß bei einer gegebenen Fluggeschwindigkeit der Grenzausschlag des Ruders jeweils von der ausgetrimmten neutralen Stellung aus bestimmt wird.The stress on the aircraft body depends very strongly on the turning torque exerted on the aircraft, which increases with speed for a given rudder deflection. It is therefore appropriate to reduce the impact of the rudder border adjustment speed increases at least in certain speed ranges and to make depend from a neutral position from the calculated BTA impact of the flying speed dependent. This ensures that, at a given flight speed, the limit deflection of the rudder is determined from the trimmed neutral position.

Zur Vermeidung dieser mechanischen überbelastungen eines Flugzeuges durch übermäßige Ruderausschläge sieht die Erfindung eine selbsttätige Sicherheitsvorrichtung in Flugzeugsteueranlagem vor, die von einer Einrichtung zur Erzeugung eines Ausgangssignals ausgeht, sobald der Ruderausschlag einen Grenzausschlag überschreitet, und die sich erfindungsgemäß dadurch kennzeichnet, daß der Grenzausschlag von einer neutralen Stellung aus in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit bestimmt wird, wobei die Einrichtung zur Bestimmung des Grenzausschlages folgende Vorrichtungen enthält: a) Ein Fluggeschwindigkeitsmeßgerät, das eine erste Größe erzeugt, die dem Grenzausschlag des Ruders von der neutralen Stellung entspricht; b) eine Vorrichtung zur Erzeugung einer zweiten Größe, die dem tatsächlichen Ausschlag des Ruders aus der Neutralstellung proportional ist; c) eine Vergleichsvorrichtung, die aus beiden Größen ein Ausgangssignal erzeugt, wenn die zweite Größe die erste Größe überschreitet.To avoid this mechanical overload of an aircraft due to excessive rudder deflections, the invention provides an automatic safety device in aircraft control systems, which starts from a device for generating an output signal as soon as the rudder deflection exceeds a limit deflection, and which is characterized according to the invention that the limit deflection from a neutral Position off is determined as a function of the airspeed, the device for determining the limit deflection comprising the following devices: a) an airspeed measuring device which generates a first variable which corresponds to the limit deflection of the rudder from the neutral position; b) a device for generating a second variable which is proportional to the actual deflection of the rudder from the neutral position; c) a comparison device which generates an output signal from both variables when the second variable exceeds the first variable.

Bei Anwendung auf eine automatische Flugregelanlage kann das Ausgangssignal der Vergleichseinrichtung dazu benutzt werden, die Flugregelanlage abzuschalten, um ein Warnsignal zu erzeugen.When applied to an automatic flight control system, the output signal can be the comparison device are used to switch off the flight control system, to generate a warning signal.

Bei Anwendung auf ein Höhenruder wird der Grenzausschlag für die Abwärtsbewegung des Höhenruders durch eine Konstante bestimmt, die unabhängig von der Fluggeschwindigkeit oder dem langzeitigen Durchschnittswert des Höhenruders ist, während die Grenzausschläge bei Aufwärtsbewegung des Höhenruders und bei sich ändernder Fluggeschwindigkeit durch eine vorbestimmte Funktion bestimmt werden.When applied to an elevator, it becomes the limit deflection for the downward movement of the elevator is determined by a constant that is independent of the airspeed or the long-term average value of the elevator, while the limit deflections when the elevator moves upwards and when the airspeed changes can be determined by a predetermined function.

Ein Ausführungsbeispiel der selbsttätigen Sicherheitsvorrichtung ist in der Zeichnung dargestellt. Es zeigt F i g. 1 ein Schaltschema der Sicherheitsvorrichtung in einer Flugzeugsteueranlage, F i g. 2 die Beziehung zwischen den Grenzausschlägen der verschiedenen Steuerflächen und der Fluggeschwindigkeit, F i g. 3 eine Balgvorrichtung, die zur Bildung einer Ausgangsgröße aus der gemessenen Luftgeschwindigkeit dient.An embodiment of the automatic safety device is shown in the drawing. It shows F i g. 1 shows a circuit diagram of the safety device in an aircraft control system, FIG. 2 the relationship between the limit deflections of the various control surfaces and the airspeed, FIG. 3 a bellows device which is used to generate an output variable from the measured air speed.

Die Sicherheitsvorrichtung, die auf die Steuerkanäle für die Querruder sowie die Höhenruder und das Seitenruder eines Flugzeuges einwirkt, ist in ihren Grundzügen sehr ähnlich, so daß sich die Erläuterungen nur auf die Merkmale für die Seitenrudersteuerung sowie auf die Abweichungen gegenüber der Höhenrudersteuerung zu erstrecken brauchen.The safety device on the control channels for the ailerons as well as the elevator and rudder of an aircraft acts, is in their Basic features very similar, so the explanations only focus on the characteristics for the rudder control as well as the deviations from the elevator control need to extend.

Das Seitenruder 11 treibt den Schleifarm 12 eines Potentiometers 13 an, dessen beide Enden mit dem positiven Pol einer Gleichstromquelle 14 verbunden sind und dessen Mittelpunkt 15 am geerdeten Pol anliegt. Der Schleifarm 12 ist so angeordnet, daß er an der Mittelanzapfung 15 hegt, wenn das Seitenruder sich in der Neutralstellung befindet und keine aerodynamischen Kräfte auf das Ruder einwirken. Bei einem Ausschlag des Ruders 11 wird der Schleifarm 12 sich je nach der Richtung des Ausschlages über die eine oder die andere Hälfte der Potentiometerwicklung bewegen.The rudder 11 drives the grinding arm 12 of a potentiometer 13 , the two ends of which are connected to the positive pole of a direct current source 14 and the center point 15 of which rests on the grounded pole. The grinding arm 12 is arranged so that it rests on the center tap 15 when the rudder is in the neutral position and no aerodynamic forces are acting on the rudder. When the rudder 11 deflects, the grinding arm 12 will move over one or the other half of the potentiometer winding, depending on the direction of deflection.

Die beiden Hälften der Potentionieterwicklung 13, mit denen der Schleifarm 12 bei einem beliebigen Ausschlag des Flugzeuges verbunden ist, d. h. die beiden Teile zu beiden Seiten des Schleifarms 12, bilden zwei Zweige einer elektrischen Brückenschaltung, deren beide anderen Zweige eine veränderliche Widerstandsanordnung 16 und einen Bezugswiderstand 17 aufweisen. Die gemeinsamen Enden dieser zwei Widerstände 16 und 17 sind mit dem Schleifer 12 über eine Spule 18 eines polarisierten Relais 19 verbunden, während die äußeren Enden der Widerstände 16 und 17 am positiven bzw. geerdeten Pol der Stromquelle 14 anliegen.The two halves of the potentiometer winding 13 to which the grinding arm 12 is connected during any deflection of the aircraft, d. H. the two parts on both sides of the sliding arm 12 form two branches of an electrical bridge circuit, the other two branches of which have a variable resistor arrangement 16 and a reference resistor 17 . The common ends of these two resistors 16 and 17 are connected to the wiper 12 via a coil 18 of a polarized relay 19 , while the outer ends of the resistors 16 and 17 are connected to the positive or grounded pole of the power source 14.

Der veränderliche Widerstand 16 ist so ausgebildet, daß die abgegebene Spannung eine Funktion der Fluggeschwindigkeit ist. Das Potential an der Auslösespule 18 wird daher von der Auslenkung des Seitenruders 11 und von der Fluggeschwindigkeit abhängen. Ist der Ruderausschlag hinreichend groß, so wird das Potential das Relais 19 auslösen. Das Relais hat auch eine Haltespule 21, die das Gerät störsicher macht. Bei Ausfall der Erregung der Spule 18 wird das System ausgelöst.The variable resistor 16 is designed so that the voltage output is a function of the airspeed. The potential at the release coil 18 will therefore depend on the deflection of the rudder 11 and on the flight speed. If the rudder deflection is sufficiently large, the potential will trigger the relay 19. The relay also has a holding coil 21 which makes the device fail-safe. If the excitation of the coil 18 fails , the system is triggered.

Für eine gegebene Fluggeschwindigkeit wird das Relais 19 bei einer bestimmten Auslenkung des Ruders 11 und somit des Schleifers 12 ausgelöst, wobei diese Auslenkung als Grenzausschlag für die betreffende Fluggeschwindigkeit gilt. Bei Zunahme der Fluggeschwindigkeit wird der Grenzausschlag verringert, da der Widerstand der veränderlichen Widerstandsanordnun- 16 zunimmt und somit das Potential des geerdeten Endes der Spule 18 vermindert, so daß eine geringere Auslenkung des Schleifers 12 aus der Nullage 15 erforderlich ist, um eine hinreichende Erregung der Spule 18 zur Auslösung des Relais 19 zu erzeugen.For a given airspeed, the relay 19 is triggered at a certain deflection of the rudder 11 and thus of the slider 12, this deflection being the limit deflection for the relevant airspeed. When the airspeed increases, the limit deflection is reduced, since the resistance of the variable resistor arrangement 16 increases and thus the potential of the grounded end of the coil 18 is reduced, so that a smaller deflection of the wiper 12 from the zero position 15 is required in order to achieve sufficient excitation of the Generate coil 18 for triggering the relay 19 .

Die Kontakte 23 des Relais 19 liegen über der Stromquelle 14 in Reihe mit der Spule 24 eines Nebenrelais 25, dessen Kontakte 26 in Reihe mit der Hauptstromversorgung 27 des Selbststeuergerätes liegen, so daß bei Auslösung des Relais 19 auch das Relais 25 anspricht und die Flugregelanlage und die manuelle Flugzeugsteuerung freigegeben wird. Dieser Zustand trifft ein, wenn der Ausschlag der Steuerfläche - in diesem Fall des Seitenruders 11 - die Grenzauslenkung für die gerade erreichte Fluggeschwindigkeit überschreitet.The contacts 23 of the relay 19 are above the power source 14 in series with the coil 24 of a secondary relay 25, the contacts 26 of which are in series with the main power supply 27 of the automatic control device, so that when the relay 19 is triggered, the relay 25 also responds and the flight control system and manual aircraft controls are released. This condition occurs when the deflection of the control surface - in this case of the rudder 11 - exceeds the deflection limit for the flight speed just reached.

Der Grenzausschlag hängt von der gemessenen Fluggeschwindigkeit ab, wobei die gewünschte Beziehung für das Seitenruder in F i g. 2 a dargestellt ist. Bei niedrigsten Fluggeschwindigkeiten ist der Grenzausschlag 31 in beiden Richtungen ein Maximum, während oberhalb einer bestimmten Fluggeschwindigkeit der Grenzausschlag 32 in beiden Richtungen vermindert wird. Für eine größere Geschwindig keit wird der Grenzausschlag nochmals schrittweise über den ganzen Fluggeschwindigkeitsbereich verringert.The limit deflection depends on the measured airspeed, the desired relationship for the rudder in FIG. 2 a is shown. At the lowest airspeeds the limit deflection 31 is a maximum in both directions, while above a certain airspeed the limit deflection 32 is reduced in both directions. For a higher speed, the limit deflection is again gradually reduced over the entire airspeed range.

Diese Verringerung wird durch eine entsprechende Ausbildung der veränderlichen Widerstandsanordnung 16 erreicht, die eine gedruckte Schaltung mit einer Anzahl von im Abstand voneinander befindlichenKontaktsegmenten33,34,35,36,37,38 aufweist (F i g. 1, 3). Zwischen den benachbarten Paaren der Kontakte 33 bis 38 liegen Widerstände 39 geeigneter Größen.This reduction is achieved by appropriately designing the variable resistor assembly 16 which includes a printed circuit board with a number of spaced apart contact segments 33,34,35,36,37,38 ( Figs. 1, 3). Resistors 39 of suitable sizes are located between the adjacent pairs of contacts 33 to 38.

Am Widerstand16 ist ein Schleifarm41 vorgesehen, der durch einen Balg 42 betätigt wird und der auf den von einem Fluggeschwindigkeitsmessung bestimmten Pitotrohr gemessenen Gesamtdruck anspricht.A grinding arm 41 is provided on the resistor 16 and is supported by a bellows 42 is actuated and the one determined by an airspeed measurement Pitot tube responds measured total pressure.

Die Sicherheitsvorrichtung im Höhenruder-Steuerkanal ist der beschriebenen Seitenruder-Steuervorrichtung weitgehend ähnlich, wobei die entsprechenden Teile mit den gleichen Bezugszeichen versehen sind.The safety device in the elevator control channel is as described Rudder control device largely similar, with the corresponding parts are provided with the same reference numerals.

Der Grenzausschlag des Höhenruders 43 (F i g. 2 b) nach abwärts ist für alle Fluggeschwindigkeiten konstant. Der Grenzausschlag nach oben für den Steigflug ist bis zu einer wenig oberhalb der Landegeschwindigkeiten liegenden Fluggeschwindigkeit 44 der gleiche wie bei Grenzausschlägen nach abwärts. Für den nächsten Geschwindigkeitsbereich 45 liegt der Grenzausschlag über diesem Wert und nimmt danach in ähnlicher Weise wie beim Seitenruder-Steuerkanal stufenweise ab.The downward deflection of the elevator 43 ( FIG. 2 b) is constant for all flight speeds. The upward deflection for the climb is the same up to an airspeed 44 which is slightly above the landing speeds as for downward deflections. For the next speed range 45 the limit deflection is above this value and then gradually decreases in a manner similar to that for the rudder control channel.

Zur Erzielung eines gleichbleibenden Grenzausschlages nach unten ist der Teil der Wicklung des Potentiometers 13', der mit dem Greifer 12' bei Auslenkungen, die größer als jene Grenzauslenkung sind, zusammenwirkt, mit einem isolierenden Streifen 46 bedeckt, der einen Kontaktschluß zwischen dem Schleifer 12' und der Wicklung 13' verhindert, sobald der Ausschlag den Grenzausschlag überschreitet. Die Haltespule 18' reicht dann aus, um das Relais in Ausschaltstellung zu halten und die Flugregelanlage unwirksam zu machen.In order to achieve a constant downward limit deflection, the part of the winding of the potentiometer 13 ' which interacts with the gripper 12' for deflections which are greater than the limit deflection is covered with an insulating strip 46 which creates a contact between the wiper 12 ' and the winding 13 ' prevents as soon as the deflection exceeds the limit deflection. The holding coil 18 ' is then sufficient to keep the relay in the off position and to make the flight control system ineffective.

Der Grenzausschlag irn niedrigsten Geschwindigkeitsbereich kann dadurch niedriger als der Grenzausschlag für Fluggeschwindigkeiten oberhalb dieses Bereiches gemacht werden, wenn die Spule 18' über einen Widerstand an den zweiten Kontakt 34' der veränderlichen Widerstandsanordnung 16" anstatt an den Endkontakt 33' angelegt wird und für die Widerstände 39' geeignete Werte wählt.The limit deflection in the lowest speed range can thereby be made lower than the limit deflection for airspeeds above this range if the coil 18 'is applied via a resistor to the second contact 34' of the variable resistor arrangement 16 " instead of the end contact 33 ' and for the resistors 39 ' selects suitable values.

Die Sicherheitsvorrichtung im Querruder-Steuerkanal entspricht im wesentlichen den bereits beschriebenen Einrichtungen in den Höhenruder- und Seitenruder -Steuerkanälen, wobei der gewünschte Kurvenverlauf der Querruderbetätigung in F i g. 2 c dargestellt ist. Im niedrigsten Fluggeschwindigkeitsbereich ist ein bestimmter Grenzausschlag 48 in beiden Richtungen vorgesehen; für Fluggeschwindigkeiten oberhalb dieses Bereiches erhält der Grenzausschlag einen niedrigeren Wert 49 in beiden Richtungen, wobei dieser Grenzausschlag über den gesamten übrigen Bereich der Fluggeschwindigkeit gleichbleibt.The safety device in the aileron control channel corresponds essentially to the devices already described in the elevator and rudder control channels, with the desired curve of the aileron actuation in FIG . 2 c is shown. In the lowest airspeed range, a certain limit deflection 48 is provided in both directions; for airspeeds above this range, the limit deflection is given a lower value 49 in both directions, this limit deflection remaining the same over the entire remaining range of the airspeed.

Zwischen den ersten beiden Kontakten 33 und 34 liegt lediglich ein einzelner Widerstand 39, während die übrigen Kontakte direkt miteinander verbunden sind.There is only a single resistor 39 between the first two contacts 33 and 34, while the remaining contacts are directly connected to one another.

Die drei Widerstandsgruppen für die Seitenrudersowie die Höhenruder- und die Querruder-Steuerkanäle (F i g. 3) sind in einem einzigen Bauteil 51 untergebracht, wobei nur die obere Widerstandsgruppe sichtbar ist. Die Schleifarme 41 der veränderlichen Widerstände 16 sind übereinander angeordnet, so daß sie gemeinsam über die Segmente 33 bis 38 der einzelnen Widerstandsgruppen streichen.The three resistance groups for the rudder and the elevator and aileron control channels ( FIG. 3) are accommodated in a single component 51 , only the upper resistance group being visible. The sliding arms 41 of the variable resistors 16 are arranged one above the other so that they jointly brush over the segments 33 to 38 of the individual resistor groups.

Die Schleif arme 41 bilden einen Schenkel eines bei 53 drehbar gelagerten Winkelhebels 52, dessen anderer Schenkel 54 durch eine Zugfeder 55 zur Drehung in Uhrzeigerrichtung vorgespannt ist. Die Drehbewe-"ung wird durch eine Rolle 56 am freien Ende des Schenkels 54 begrenzt, wobei die Rolle gegen einen bei 58 drehbar gelagerten Schwinghebel 54 stößt, dessen Lage durch ein Gestänge 59 und eine am Ende des Bal 'gs 42 angeordnete Nullageneinstellschraube bestimmt wird.The grinding arms 41 form one leg of an angle lever 52 rotatably mounted at 53 , the other leg 54 of which is biased by a tension spring 55 to rotate in the clockwise direction. The rotary movement is limited by a roller 56 at the free end of the leg 54, the roller pushing against a rocking lever 54 rotatably mounted at 58 , the position of which is determined by a linkage 59 and a zero position adjusting screw located at the end of the bellows 42 .

Die Geräteanordnung ist in einem dicht abschließenden Gehäuse 61 untergebracht, in dem der Pitotdruck herrscht, während im Inneren des Balgs 42 statischer Druck vorherrscht. Bei einer Zunahme der Fluggeschwindigkeit wird der Balg zusammengezogen, wodurch sich der Kipphebel 57 im Gegenuhrzeigersinn bewegt sowie der Winkelhebel 52 entsprechend im Uhrzeigersinn dreht und sich die Schleifarme 41 über die Segmente der veränderlichen Widerstandsgruppen zur Einstellung der Widerstände in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit bewegen.The device arrangement is accommodated in a sealed housing 61 in which the pitot pressure prevails, while static pressure prevails in the interior of the bellows 42. When the airspeed increases, the bellows is contracted, whereby the rocker arm 57 moves counterclockwise and the angle lever 52 rotates clockwise accordingly and the grinding arms 41 move over the segments of the variable resistance groups to adjust the resistances depending on the airspeed.

Ein Mikroschalter 62 wird betätigt, sobald die Fluggeschwindigkeit unter einen Wert fällt, der kleiner ist als die Landegeschwindigkeit. Durch den Ausfall der Pitotröhre wird sich dann der Balg in die einer geringeren Geschwindigkeit entsprechende Stellung ausdehnen, wobei der Mikroschalter eine Anzeigevorrichtung betätigt, die dem Piloten anzeigt, daß die Steuervorrichtung nur für eine begrenzte Fluggeschwindigkeit verwendet werden kann.A microswitch 62 is actuated as soon as the airspeed falls below a value which is less than the landing speed. As a result of the failure of the pitot tube, the bellows will then expand into the position corresponding to a lower speed, the microswitch actuating an indicator which indicates to the pilot that the control device can only be used for a limited airspeed.

Claims

Claims: 1. Automatic safety device in aircraft control systems to avoid mechanical overloads of the aircraft caused by excessive rudder deflections, with a device that generates an output signal as soon as the rudder surface exceeds a limit deflection, characterized in that the limit deflection from a neutral position in Is determined as a function of the airspeed, the device for determining the limit deflection comprising the following devices: a) an airspeed measuring device which generates a first variable which corresponds to the limit deflection of the rudder from the neutral position; b) a device for generating a second variable which is proportional to the actual deflection of the rudder from the neutral position; c) a comparison device which generates an output signal from both variables when the second variable exceeds the first variable.

2. Safety device according to claim 1, characterized in that the device for determining the limit deflection generates the first variable in successive steps, each step corresponding to a range of the airspeed. 3. Safety device according to claim 1 and 2, characterized in that when the elevator is adjusted, the first variable increases up to a maximum value of the airspeed and decreases when the airspeed increases. 4. Safety device according to claims 1 to 3, characterized in that the limit deflection of the elevator down is constant over all speed ranges. 5. Safety device according to claim 4, characterized in that to determine the limit deflection of the upward deflection of the elevator in the low speed range is equal to the constant downward limit deflection, is greater than the constant limit deflection in the medium speed range and progressively smaller in the higher speed range with increasing airspeed than the constant limit deflection. 6. Safety device according to claims 1 to 5, characterized by a second similar device for setting the limit deflection for a second rudder. 7. Safety device according to claims 1 to 6, characterized in that the airspeed responsive device adjusts one or more variable resistors (51) , each of which is associated with a rudder, each variable resistor consisting of a number of conductive segments of different widths (33 to 38) , between which various resistors (39) are switched on, so that the width of each segment determines a speed range for which the same limit deflection is available. 8. Safety device according to claims 1 to 7, characterized in that the comparison device comprises a relay (19) which is responsive to the difference between the sizes that correspond to the actual deflection of the rudder and its limit deflection and the relay contacts opens when the actual Deflection exceeds the limit deflection. 9. Safety device according to claim 8, characterized in that the relay (19) has a trip coil (18) which is diagonal to an electrical bridge circuit, the bridge circuit containing one or more resistors (13) which are changed according to the actual rudder deflection , and that a further resistor (16) is provided which is controlled according to the airspeed. 10. Safety device according to claim 8 and 9, characterized in that the relay contacts are opened as soon as the excitation of the relay fails. Considered publications: German Patent Specifications No. 911807, 937 142; British Patent No. 611037; USA. Patent No. 2 673 048. Contemplated older patents. German Patent No. 1033 519, 1061628, 1111027th.