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Stabilisierungseinrichtung für lotrecht auf dem Heck landende Flugzeuge
im
Die Erfindung betrifft eine Stabilisierungseinrichtung zur Regelung des
Übergangs vom aerodynamisehen Flug zur lotrechten Landung von hecklandenden Luftfahrzeugen.
Zur Verringerung der Transitionsdauer und des Kraftstoffverbrauchs, der während
dieses Flugmanövers besonders hoch ist, da das Triebwerk mit seiner höchsten Leistung
arbeiten muß, ist es zweckmäßig, ein Aufrichten des Flugzeugs unter Höhenzunahme
zu vermeiden und ein Schwenken um 90' in gleicher Höhe vorzunehmen, so daß
das Flugzeug während des gesamten Vorgangs der Fluglageänderung in geringer konstanter
Höhe bleibt.
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Während dieses besonders schwierigen Aufrichtemanövers nimmt die Geschwindigkeit
des Flugzeugs allmählich ab und wird zu Null, wenn der Längsneigungswinkel e etwa
90' erreicht, während der Schub F zunimmt, um schließlich dem Gewicht des
Flugzeugs das Gleichgewicht zu halten. Die Änderungen von e und F während des Aufrichtens
können unter Berücksichtigung der Kenngrößen des Flugzeugs genau festgelegt werden.
F i g. 1 zeigt die Form der Kurven von 0 und F als Funktion des Quadrats
der Fluggeschwindigkeit Y des Flugzeugs.
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Nun ist es jedoch für den Piloten sehr schwierig, gleichzeitig seinen
Steuerknüppel und seinen Gashebel so zu verstellen, daß die Fluglage und der Schub
beständig auf den durch die obigen Kurven bestimmten richtigen Werten gehalten werden.
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Die Erfindung hat die Aufgabe, den Piloten zu entlasten und das Aufrichten
des Flugzeugs bei konstanter Höhe automatisch zu gestalten.
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Die Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß zwei Funktionsgeneratoren
vorgesehen sind, die eine Änderung des Längsneigungswinkels und der Brennstoffzufuhr
bzw. des Schubs als Funktion des Quadrats der Fluggeschwindigkeit nachbilden, wobei
die sich daraus ergebenden proportionalen Steuersignale gleichzeitig als Lagewinkelkomponente
auf die Höhenruderorgane und als Schubkomponente auf den Gashebel übertragen werden.
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Ein Ausführungsbeispiel der Stabilisierungseinrichtung ist in der
Zeichnung dargestellt. Es zeigt F i g. 1 die Abhängigkeit des Längsneigungswinkels
und des Schubes von der Fluggeschwindigkeit, F i g. 2 ein Blockschaltbild
einer automatischen Stabilisierungseinrichtung, F i g. 3 den Einbau der verschiedenen
Teile dieser Einrichtung in einen Flugzeugrumpf, F i g. 4 und 5 Einzelheiten
dieser Einrichtung, F i g. 6 schematisch eine Regeleinrichtung mit Aufschaltung
der Rudergeschwindigkeit. In den F i g. 2 und 3 sind 1 und
2 Abnahmestellen für den Gesamtdruck bzw. den statischen Druck, die einem Geschwindigkeitsgeber
3 die Parameter liefern, woraus dieses Gerät ein dem Quadrat der Fluggeschwindigkeit
des Flugzeugs proportionales Signal erzeugt. Die Abnahmestelle 2 für den statischen
Druck ist außerdem mit einem Höhenmesser 4 und einem Variometer 5 verbunden.
Ferner sind ein Lagekreisel 6 und ein Geschwindigkeitskreisel 7, ein
Steuerknüppel 8 und ein Gashebel 9 vorhanden.
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Der Geschwindigkeitsgeber 3 kann z. B. als Differentialtransformator
10 (F i g. 4) ausgebildet sein, der eine mit einem beweglichen Kein
11 verbundene Manometerdose 12 aufweist, die unter dem Differenzdruck zwischen dem
durch 1 bzw. 2 festgestellten Gesamtdruck und dem statischen Druck steht.
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Der Geschwindigkeitsgeber 3 steuert zwei Funktionsgeneratoren
13 und 14, die Signale liefern, die zu den Werten des Längsneigungswinkels
6 bzw. des Schubes F als Funktion des Quadrats der Geschwindigkeit v gemäß
den in F i g. 1 dargestellten vorgegebenen Gesetzmäßigkeiten proportional
sind.
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F i g. 5 zeigt als Beispiel die praktische Ausführung eines
Funktionsgenerators.
Das von dem Geschwindigkeitsgeber kommende
Signal V2 wird über einen Diskriminator 15 auf einen Verstärker
16 übertragen, der einen Elektromotor 17
speist, der einerseits den
Schieber eines Spannungsteilers 18, der durch eine Rückführung mit dem Diskriminator
15 verbunden ist, und andererseits einen Nocken 19 antreibt, dessen
Profil bei dem Funktionsaenerator 13 für die Längsneigung das Gesetz
(9
C im
(v2) und bei dem Funktionsgenerator 14 für den Schub das Gesetz
F = f (V2) darstellt. Die Drehung des Motors 17 dauert an,
bis die von dem Spannung-steiler 18 gelieferte Spannung dem an den Diskriminator
15 angelegten Signal V2 das Gleichgewicht hält. Dann wird der Motor
17 angehalten und somit eine Stellung des Nockens 19, die von dem
Wert des Signals V2 abhängt, erhalten.
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Dieser Winkelstellung des Nockens 19 entspricht eine Stellung
des Schiebers 20 an dem Spannungsteiler 21 mit Hilfe einer kinematischen Verbindung,
z. B. einer Rolle 22, die sich an dem Nocken abstützt und an dem Ende einer mit
dem Schieber 20 gekuppelten gleitenden Stange 23 angebracht ist. Das am Ausgang
S des Funktionsgenerators erhaltene Signal drückt je nachdem
(9 oder F aus.
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Wie in den F i c-. 2 und 3 dargestellt, wird das von dem Funktionsgenerator
13 gelieferte Längsneigungssignal -0 an einen der Eingänge eines Verstärkerblocks
24 angelegt, der außerdem die von dem Lagekreisel 6, dem Geschwindigkeitskreisel
7 und dem Steuerknüppel 8 kommenden Signale empfängt. Dieser eine
Regeleinrichtung 25 enthaltende Block überträgt das gewünschte Signal auf
einen Stellmotor 26
zur Steuerung der Höhenruder des Flugzeugs. Ebenso wird
das von dem Funktionsgenerator 14 für den Schub gelieferte Signal F an einen dem
vorhergehenden Block gleichenden Verstärkerblock 27 angelegt, der wie dieser
eine Regeleinrichtung28 enthält, und außerdem Signale von dem Höhenmesser 4, dem
Variometer 5 und dem Gashebel 9 empfängt. Das Ausgangssignal des Verstärkerblocks
27 wird dem Triebwerksregler 29 zugeführt.
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Die algebraische Summe des Steuersignals und des Rückführungssignals
entspricht einem elektrischen Fehlersignal, welches bei 30 verstärkt wird
und den Stellmotor 26 dreht (F i g. 6). Bei der Aufschaltung der Rudergeschwindigkeit
ist die Geschwindigkeit des Stellmotors dem Fehlersignal proportional. Das Geschwindigkeitssignal
des Stellmotors, welches durch einen mit diesem gekuppelten Tachometerdynamo
31 erzeugt wird, ist nämlich dem Steuersignal entgegengesetzt. Es ist daher
ein Fehlersignal vorhanden, das, wenn es Null ist, der Proportionalität zwischen
dem Steuersi-nal und der Geschwindigkeit des Stellmotors entspricht.
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Das mechanisch mit dem Stellmotor verbundene Höhenruder bewirkt eine
der Stellung des Ruders entsprechende Bewegung des Flugzeugs. Wenn die gewünschte
Fluglage hergestellt ist, wird das Fehlersignal Null, und die Geschwindigkeit des
Ruderausschlags ist Null.
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Wenn keine Störmomente (z. B. aerodynamische) auf das Flugzeug einwirken,
entspricht daher die Stellung der Höhenruder einem Rudermoment Null. Wenn Störmomente
vorhanden sind, nimmt das Ruder eine solche Stellung ein, daß das Rudermoment sie
ausgleicht.
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Der Vorteil der Anwendung der Geschwindigkeitsaufschaltung ist die
große Ansprechgeschwindigkeit und die Rückkehr zu den ursprünglichen Werten nach
einer Störung.