DE1236342B - Flugsteueranlage, insbesondere fuer Hubschrauber - Google Patents

Description

BUNDESREPUBLIK DEUTSCHLAND

DEUTSCHES

PATENTAMT

AUSLEGESCHRIFT

Int. Cl.:

B64c

G05f
Deutsche Kl.: 62 b -14/02

Nummer: 1 236 342

Aktenzeichen: U 6545 XI/62 b

Anmeldetag: 2. Oktober 1959

Auslegetag: 9. März 1967

Die Erfindung betrifft eine Flugsteueranlage, die für Flugzeuge aller Art, insbesondere aber für Hubschrauber geeignet ist.

Derartige Anlagen sind bekannt, sie haben die Aufgabe, einen einmal eingestellten Kurs des Flugzeuges möglichst genau beizubehalten, ohne jedoch den Steuerbefehlen des Piloten entgegenzuwirken.

Bei einer Flugsteueranlage bekannter Art kann der Pilot seine Kommandos nur durch Überwindung der automatischen Steuerung in die Anlage eingeben oder nachdem er sie vollständig abgestellt hat. Bei einer anderen Anlage bekannter Art werden die Kommandos des Piloten zwar in einem gewissen Bereich vom Steuerungssystem unterstützt, der Pilot muß aber fortlaufend Einstellungen an der Steueranlage vornehmen, damit diese seinen Kommandos nicht entgegenwirkt.

Bei weiteren bekannten Flugsteueranlagen ist auf Grund der Tatsache, daß die Verstärkerwirkung des Systems nicht ohne Entstehung von Instabilitäten beliebig gesteigert werden kann, immer ein gewisser Restfehler vorhanden. Um diesen zu beseitigen, ist es bekannt, in solchen Anlagen Integratoren zu verwenden. Diese haben jedoch den Nachteil, daß sie leicht bei der Eingabe von Kommandos übersteuert werden. Insbesondere müssen bei verschiedenen bekannten Hubsteuersystemen fortlaufend Einstellungen vorgenommen werden, um die Steueranlage bei Änderung der Geschwindigkeit bzw. der Leistung durch den gesamten in Frage kommenden Bereich betriebsfähig zu halten.

Ein Ziel der Erfindung liegt somit in der Schaffung einer Flugsteueranlage, die unter vollständiger Kontrolle des Piloten steht und die den Kommandos des Piloten niemals entgegenwirkt, sondern diese unterstützt.

Ein weiteres Ziel der Erfindung ist die Schaffung einer Flugsteueranlage, bei der der Pilot in gleicher Weise auf das Flugzeug einwirken kann, wie wenn die automatische Steuerung nicht vorhanden wäre.

Die erfindungsgemäße Flugsteueranlage verwendet wie einige bekannte Systeme ebenfalls Integratoren zur Herabsetzung des Restfehlers, wobei aber der Eingang jedes Integrators derart von seinem Ausgang abhängt, daß er niemals übersteuert werden kann.

Eine weitere Aufgabe der Erfindung ist es, eine Flugsteueranlage zu schaffen, die insbesondere für Hubschrauber geeignet ist und die im gesamten Bereich aller vorkommenden Flugbedingungen von Höchstgeschwindigkeit bis zum Schwebeflug und von Volleistung bis zur Autorotation betriebsfähig ist, Flugsteueranlage, insbesondere für Hubschrauber

Anmelder:

United Aircraft Corporation, East Hartford, Conn. (V. St. A.)

Vertreter:

Dr. K. T. Hegel, Patentanwalt, Hamburg 36, Esplanade 36 a

Als Erfinder benannt:
Edward Sterling Carter,
Fairfield, Conn. (V. St. A.)

Beanspruchte Priorität:

V. St. v. Amerika vom 3. Oktober 1958 (765 240)

ohne daß eine fortwährende Wiedereinstellung der Anlage notwendig ist.

Eine weitere Aufgabe der Erfindung besteht darin, eine Hubschrauber-Steueranlage zu schaffen, die den Hubschrauber aus jeder Geschwindigkeit und Kursrichtung in den Schwebeflug bringen kann, bei dem er in einer ausgewählten Höhe regungslos im Wind steht.

Die erfindungsgemäße Steueranlage arbeitet in der Weise, daß sowohl die vom Piloten herbeigeführte Steuerbewegung als auch die Bewegung des Flugzeuges in elektrische Signale umgesetzt, diese Signale miteinander verglichen und die Differenz zur Steuerung eines Servomotors verwendet wird, der die Bewegung des Flugzeuges in gewissen Grenzen nachregelt. Wenn diese Nachregelung der Flugzeugbeweguhg nicht ausreicht, um das Differenzsignal auf Null herabzuregeln, werden die Steuerkommandos des Piloten selbsttätig nachgestellt, bis das Differenzsignal Null ist. Durch geeignete Einstellung der Verstärkung sowohl der Aufnahmevorrichtungen für die Steuerung durch den Piloten als auch der Umwandler der Bewegung des Flugzeuges in elektrische Signale kann die vom Servomotor durchgeführte Korrektur auf einen Kleinstwert herabgesetzt werden, und das Flugzeug wird im wesentlichen genauso auf die Kommandos des Piloten ansprechen, wie dies

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ohne die erfindungsgemäße Steueranlage der Fall sein würde. Um den Restfehler der Steueranlage auf Null zu reduzieren, wird das Differenzsignal über die Zeit integriert und dem Servomotor sowohl die Summe des Differenzsingais als auch des integrierten Differenzsignals zugeführt.

Dementsprechend geht die Erfindung von einer Flugsteueranlage, insbesondere für Hubschrauber aus, mit einem vom Piloten zu betätigenden Steuerglied, einem Wandler zur Erzeugung eines der Steuergliedbewegung entsprechenden ersten Signals sowie einer Einrichtung zur Erzeugung eines der Flugzeugbewegung entsprechenden zweiten Signals sowie einem Integrator, und ist gekennzeichnet durch eine Einrichtung, die ein Differenzsignal aus dem ersten und zweiten Signal bildet, eine Schaltung, die das Differenzsignal dem Integrator zuleitet, einen Servomotor, der in Abhängigkeit vom Zeitintegral des Differenzsignals eine zweite mechanische Bewegung erzeugt, sowie schließlich eine Einrichtung, die die erste und zweite mechanische Bewegung zusammenfaßt und in Abhängigkeit davon über einen Servomotor die Flugzeugbewegung steuert.

Entsprechend einer vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung ist die Flugsteueranlage so aufgebaut, daß diejenigen Einrichtungen, die in Abhängigkeit von den beiden mechanischen Bewegungen die Steuerung der Flugzeugbewegung bewirken, auch in Abhängigkeit vom Differenzsignal arbeiten. Weiter wird vorgeschlagen, mehrere der Pilotensteueranlage zugeordnete Schalter vorzusehen, mit denen die Übertrager für die Flugzeugbewegung eingestellt werden können. Die elektrischen Signale derselben werden mit denen der Aufnahmeeinrichtungen der durch den Piloten bedienten Steuerung verglichen und auf diese Weise die Steuerbewegung des Piloten automatisch in das System, das den Übertragern für die Flugzeugbewegung zugeordnet ist, ein- und ausgeschaltet, wodurch eine exakte Einstellung des Nullsignals möglich ist und eine Übersteuerung des Integrators vermieden wird.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist in der Zeichnung dargestellt. Es zeigt

F i g. 1 eine vereinfachte Darstellung des Längsneigungskanals und des Kanals für die gemeinsame Rotorblattverstellung der Flugsteuerungsanlage,

F i g. 2 eine vereinfachte Darstellung der Querneigungs- und Kursstabilisierungskanäle der Flugsteuerungsanlage,

F i g. 3 eine vereinfachte auszugsweise Darstellung einer bevorzugten Ausführungsform des Längsneigungskanals der Anlage,

F i g. 4 eine vereinfachte auszugsweise Darstellung einer bevorzugten Ausführungsform des Querneigungskanals der Anlage.

In F i g. 1 ist zunächst im oberen Teil eine schematische Darstellung der Anlage zur Steuerung der Rotorneigung sowie der Flugzeuglängsneigung dargestellt. Der Steuerknüppel 2, der an der Flugzeugzelle drehbar gelagert ist, ist über ein bewegliches Gestänge 3 einerseits mit dem Gestänge 6 und andererseits mit den Signalgebern 30 und 32 verbunden.

Das Gestänge 6 ist an seinem unteren Ende an die Achse 8 des Servomotors 28 angelenkt und an seinem oberen Ende an die Achse 7 des hydraulischen Servomotors 9. Der hydraulische Servomotor 9 wirkt über ein Gestänge 10 auf die zyklische Steuerung 11, die ihrerseits die Rotorneigung beeinflußt. Die Einrichtungen 12 und 15 messen die Rotorneigung und die Flugzeuglängsneigung und geben entsprechende Signale ab.

Der Steuerknüppel 2 steht über das Gestänge 3 andererseits noch mit den Signalgebern 30 und 32 in Verbindung. Das Gestänge 3 ist auf der Seite, an der diese Einrichtungen befestigt sind, mit einer Feder 4 verbunden, die den Steuerknüppel zentriert. Die Feder wird vom Servomotor 31 über das Gestänge 5

ίο nachgestellt. Der Geber 30 gibt ein Signal entsprechend der absoluten Verstellung des Steuerknüppels 2 ab und der Geber 32 ein Signal entsprechend der relativen Verstellung gegenüber der Feder 4. Der Geber 32 gibt also unmittelbar ein Maß für den Spannungszustand der Feder 4.

Am Steuerknüppel 2 ist ferner noch ein Schalter 35 befestigt, der bei Bewegung des Steuerknüppels 2 durch den Piloten betätigt wird. Der Schalter 35 ist in F i g. 1 oberhalb des Steuerknüppels 2 nur schematisch angedeutet. Er ist ganz links noch einmal wiedergegeben und zeigt dort, daß er je nach seiner Stellung den Kontakt 41 entweder mit einer negativen Spannungsquelle 109 oder einer positiven Spannungsquelle 1.10 verbindet.

Außerdem ist in der Schaltung noch eine Meßeinrichtung 24 für die Flugzeuggeschwindigkeit, eine Meßeinrichtung 25 für die Flugzeugbeschleunigung sowie ein Vertikalkreisel 18 und ein Beschleunigungsmesser 20 vorhanden. Die Meßinstrumente geben in der durch das Schaltschema dargestellten Weise ihre Signale ab, die in der Einrichtung 37 miteinander verglichen werden. Die Einrichtung 37 verarbeitet ebenfalls noch die Ausgangssignale des Gebers 30 sowie der Schwerpunktstrimmungseinrichtung 34. Das Differenzsignal, das von der Vergleichseinrichtung 37 abgegeben wird, wird der Schaltung 39 zugeleitet und von dort über den Schalter 42 dem Integrator 26 zugeführt, der das Zeitintegral des Differenzsignals erzeugt und dieses über die Schaltung 27 dem Servomotor 28 zugeleitet. Der Servomotor 28 wird aber weiter noch vom Differenzsignal, welches von der Vergleichseinrichtung 37 abgegeben wird, unmittelbar gesteuert, und zwar über Schaltung 39 und den Schalter 42. Der Servomotor 28 stellt nun über das Gestänge 8 den Hebel 6 nach, der unmittelbar vom Piloten über das Gestänge 3 und den Steuerknüppel 2 beeinflußt werden kann. Das Gestänge 8 des Servomotors 28 ist mit einem Endanschlag 1 verbunden, der über den Schalter 29 einerseits mit der negativen Spannungsquelle 109 und andererseits mit der positiven Spannimgsquelle 110 verbunden ist. Dieser Schalter bewirkt, daß im Fall des Endanschlages der Servomotor über die Schalteinrichtungen 39, 42 und 27 entsprechend zurückgesteuert wird.

Die Geschwindigkeit des Flugzeuges wird mittels einer Doppler-Radaranlage 45 gemessen, deren Signale durch die Vergleichseinrichtung 46 miteinander verglichen werden. Das von der Vergleichseinrichtung 46 abgegebene Dopplersignal wird dem Geschwindigkeitsmesser 47 zugeführt und wirkt über die Schaltungen 44 und 36 auf die Integrationseinrichtung 27, falls sich der Schalter 42 in der hierfür erforderlichen Stellung befindet.

Im unteren Teil der F i g. 1 ist der Kanal für die gemeinsame Rotorblattverstellung der Flugsteueranlage dargestellt. Es ist zu erkennen, daß die mit dem Steuerknüppel 52 in Verbindung stehenden Glieder ähnlich geschaltet sind wie im oberen Teil

der F i g. 1 diejenigen Glieder, die mit dem Steuerknüppel 2 in Verbindung stehen. Das Gestänge 53 verbindet den Steuerknüppel 52 einerseits mit dem Gestänge 56 und andererseits mit der Zentrierfeder 54 und dem Nachstell-Servomotor 89, der über das Gestänge 55 mit der Zentrierfeder verbunden ist.

Das Gestänge 56 ist im unteren Teil an die Achse 58 des Servomotors 71 angelenkt und im oberen Teil an die Achse 57 des Steuerungs-Servomotors 59. Dieser Servomotor 59 wirkt über ein Gestänge 60 auf die Vorrichtung 61, die zur Steuerung des Rotorblattanstellwinkels dient. Durch den Anstellwinkel der Rotorblätter kann die Fluggeschwindigkeit beeinflußt werden, die durch den Geschwindigkeitsmesser 62 angezeigt wird.

Die Zentrierfeder 54 wird — wie bereits im Zusammenhang mit dem oberen Teil der F i g. 1 geschildert — durch den Servomotor 89 über das Gestänge 55 nachreguliert, und die Federspannung wird durch die Einrichtung 90 gemessen. Entsprechend dem von dieser Einrichtung ausgesandten Signal wird der Schalter 78 geöffnet oder geschlossen. Hierdurch wird bewirkt, daß die am Punkt 110 liegende positive Spannung nach 79 bzw. 74 weitergeleitet oder gesperrt wird. Ferner finden sich im unteren Teil der F i g. 1 noch das Meßinstrument 64 für die Flugzeughöhe, welches durch einen Funkhöhenmesser 93 unterstützt wird. Desgleichen ist noch eine Doppler-Radaranlage 103 vorhanden, deren Signale für Linksoder Rechtsbewegung des Flugzeuges von der Einrichtung 104 verglichen werden, von wo aus das Kombinationssignal zum Doppler-Geschwindigkeitsmesser 92 weitergegeben wird.

Aus dem unteren Teil der F i g. 1 ist zu erkennen, daß dort ebenfalls eine Einrichtung 82 zur Bildung eines Differenzsignals vorhanden ist, die das Differenzsignal an den Integrator 69 weitergibt. Von dort wird das integrierte Signal über die Schaltung 70 zur Steuerung des Servomotors 71 verwendet, der in schon geschilderter Weise über das Gestänge 58 das Gestänge 56 beeinflußt und damit die Stellung des Steuerknüppels bzw. die Flugzeugbewegung. Auch in der im unteren Teil der F i g. 1 dargestellten Schaltung ist dafür Sorge getragen, daß außer dem Zeitintegral des Differenzsignals dieses selbst auf den Servomotor 71 einwirken kann, was über die Leitung geschieht, die das Integrationsglied 69 überbrückt und die das Signal in die Schaltung 70 eingibt. In der gleichen Weise, wie im Zusammenhang mit dem Servomotor 28 geschildert, weist auch das Gestänge 58 des Servomotors 71 einen Endschalter 73 auf, der in diesem Fall auf den Servomotor 89 einwirkt und über diesen eine Nachsteuerung des Steuerknüppels 52 bewirkt.

In F i g. 2 der Zeichnung sind die Steuerungskanäle für die Roll- bzw. Querneigungssteuerung und für die Giersteuerung des Flugzeuges in vereinfachter Weise schematisch dargestellt. Eine erneute Beschreibung dieser Zeichnung erübrigt sich, da die gleiche Darstellungsweise benutzt wurde wie in Fig. 1. Zur Erhöhung der Klarheit sei nur darauf hingewiesen, daß auch in der Schaltung gemäß F i g. 2 ein Differentiationsglied vorhanden ist, das im oberen Teil mit 156 und im unteren Teil mit 199 bezeichnet ist. Die Differentiationsglieder stehen unmittelbar mit den Integrationsgliedern 146 bzw. 200 in Verbindung,· und diese sind über die Schalteinrichtungen 147 und 201 mit den Servomotoren 148 und 202 verbunden. Die beiden Servomotoren weisen ebenfalls Endanschlagsschalter 164 bzw. 203 auf, und sie wirken über ihre Achsen 128 bzw. 188 auf die Regelgestänge 126 bzw. 186.

Die Zentrierfedern 124 bzw. 184 für die vom Piloten zu betätigenden Steuerglieder 2 bzw. 182 werden mittels der Servomotoren 151 bzw. 201 in Abhängigkeit von den durch die Endschalter 164 bzw. 203 aufgebrachten Impulse nachgestellt.

ίο In den F i g. 3 und 4 sind zwei bevorzugte Ausführungsformen der Flugsteueranlage dargestellt, und zwar in F i g. 3 eine vereinfachte Darstellung einer bevorzugten Ausführungsform des Längsneigungskanals und in F i g. 4 eine vereinfachte, auszugsweise Darstellung eines bevorzugten Querneigungskanals. Als Besonderheit in diesen bevorzugten Ausführungsformen ist zu erkennen, daß die Servomotoren 31; 89; 151; 206 über Verzögerungsschaltungen 29 a bzw. 149 a mit den Signalgebern für die Regelung verbunden sind. Die Verzögerungsschaltungen bestehen aus hintereinandergeschalteten Gleichrichtern, deren Durchlaßrichtung mittels Gegenspannungen gesperrt ist. Erst wenn das Signal größer als die angelegte Gegenspannung ist, wird die Sperrung aufgehoben, und das Signal kommt zur Wirkung. Das Ausgangssignal der Schaltung 29 a bzw. 149 a wirkt auf den Servomotor 31 bzw. 151 und auch auf den Eingang der Integratoren 26 bzw. 146.

Beim Betrieb dieser bevorzugten Ausführungsform arbeitet der Stellungs-Servomotor 28 bzw. 148 nicht nur in Abhängigkeit vom Längsneigungssignal, das durch den Vertikalkreisel 18 bzw. 138 erzeugt wird, sondern auch von dem Signal, das die Geschwindigkeit der Längsneigungsänderung angibt und das durch die Zuführungsschaltungen 38 a bzw. 158a erzeugt wird. Der normalerweise offene Schalter 41a bzw. 161a verhindert, daß der Doppler-Geschwindigkeitsmesser 47 bzw. 167 die eingestellte Höhe des Flugzeuges beeinflußt. Bei der Schwebeflugsteuerung wird bei geschlossenem Schalter 41a das Ausgangssignal der Schaltung 27a, das die Dopplerinformation enthält, auf eine Schaltung 89 a gegeben und bei offenem Schalter 42 a der Integrator 26 nicht weiter kurzgeschlossen. Wenn das Ausgangssignal der Schaltung 27 a eine vorbestimmte Größe überschreitet, erzeugt die Schaltung 29 a ein Ausgangssignal, das über eine Diode sowohl an den Geschwindigkeits-Servomotor 31 als auch an den Eingang des Integrators 26 gekoppelt wird. Diese Begrenzungswirkung verhindert, daß der Integrator 26 in das Sättigungsgebiet läuft, und sie löst eine Rückstellung des Knüppels 2 des Piloten über die Feder 4 durch den Geschwindigkeits-Servomotor 31 aus, bis das Ausgangssignal der Schaltung 27 a in den begrenzten Bereich, der durch die Schaltung 29 a festgelegt ist, zurückkehrt. Die drei Eingänge zur Schaltung 27 a führen ein Signal proportional zur Geschwindigkeit über Grund, ein Signal proportional zum Integral der Geschwindigkeit über Grund und ein nacheilendes Beschleunigungssignal.

Das nacheilende Beschleunigungssignal hat die Eigenschaft eines trägheitsmäßig ermittelten Geschwindigkeitssignals. Das Signal, das die Änderungsgeschwindigkeit der Längsneigung angibt und durch die Zuführungsschaltung 38 a erzeugt wird, ist auch für die vor- und rückwärts erfolgende Translationsbeschleunigung des Flugzeuges in einer horizontalen Ebene bezeichnend. Es wird weiter bemerkt, daß nur das Ausgangssignal des Doppler-Geschwindigkeitsmes-

sers 47 durch den Integrator 26 integriert wird. Das Ausgangssignal des Integrators 26 wird infolge der Glättungswirkung nur geringe Störspannungen enthalten, die dem Signal des Doppler-Geschwindigkeitsmessers 47 noch innewohnen. Das Ausgangssignal der Phasenverschiebungsschaltung 26 α, das eine trägheitsmäßig ermittelte Geschwindigkeit darstellt, führt zur Verminderung der Störspannung des Doppler-Geschwindigkeitsmessers 47. Der Einstell-Servomotor 28 ist immer vom Flugzeuglagesignal abhängig, das am Ausgang der Schaltung 37 a erscheint. Beim Schwebeflug erzeugt die Leergangsschaltung 29 a ein Signal, das zum Eingang des Integrators 26 geleitet wird und das verhindert, daß das Ausgangssignal der Schaltung 27 a eine bestimmte Höhe überschreitet und gleichzeitig eine Zurückstellung des Steuerknüppels 2 durch den Geschwindigkeitsservomotor 31 veranlaßt. Nur bei der Stabilisierung ist der Integrator 26 kurzgeschlossen, um eine Übersteuerung zu verhindern.

Die Flugsteueranlage dient sowohl der Stabilisierung der Fluglage als auch der Steuerung des Schwebefluges. Beide Arbeitsweisen sollen im folgenden unter Bezugnahme auf F i g. 1 erläutert werden.

Zur Stabilisierung wird die Ausgangsspannung des Verstärkers 30, der die absolute Stellung des Knüppels 2 gegen die Vertikale mißt, mit dem Ausgang des Vertikalkreisels 18 verglichen. Der absoluten Stellung des Knüppels 2 entspricht somit eine bestimmte Flugzeuglängsneigung 15, wobei diese und die Rotorneigung 12 bestrebt sind, sich auszugleichen. Da die Rotorneigung 12 gegenüber dem Horizont proportional der Fluggeschwindigkeit 24 ist, ist der Ausgang 18 des Vertikalkreisels im wesentlichen der Fluggeschwindigkeit 24 des Flugzeuges proportional. So ist infolge des Vergleiches der absoluten Einstellung des Knüppels 2 in der Längsrichtung mit der Flugzeuglängsneigung durch die Einrichtungen 30 und 18 die Stellung des Knüppels in der Längsrichtung nicht nur der Flugzeuglängsneigung, sondern auch der Rotorneigung in bezug auf den Horizont und somit der Vorwärtsgeschwindigkeit des Flugzeuges proportional.

Angenommen, der Schwerpunkt des Flugzeuges fällt mit der Antriebswelle des Hauptrotors zusammen und die Fluggeschwindigkeit sei Null. In einem solchen Fall ist keine Flugzeuglängsneigung 15 gegenüber dem Horizont vorhanden, und das Ausgangssignal des Vertikalkreisels 18 ist Null. Da die Fluggeschwindigkeit ebenfalls Null ist, ist auch keine Rotorneigung gegenüber dem Horizont vorhanden. Der Knüppel 2 ist neutral eingestellt, so daß die zyklische Steuerung 11 mit der Taumelscheibe auch im wesentlichen horizontal ist. Das System ist so eingestellt, das unter diesen Bedingungen das Ausgangssignal des Stellungsgebers 30 Null ist, wenn sich die Ausgangswelle des Einstell-Servomotors in einer solchen Lage befindet, daß der Schenkel 1 zwischen seinen Begrenzungsanschlägen liegt. Wenn nun infolge Änderung der Belastung der Schwerpunkt beispielsweise nach hinten verlagert wird, wird sich der Flugzeugrumpf aufwärts neigen, wodurch ein Signal des Vertikalkreisels 18 hervorgerufen wird.

Um die Ebene des Rotors mit dem Horizont in Übereinstimmung zu halten, ist eine Verstellung der zyklischen Steuerung 11 erforderlich, so daß die Fluggeschwindigkeit Null bleibt, Diese Verstellung der zyklischen Steuerung 11 wird durch eine Bewegung der Ausgangswelle 8 des Servomotors erzeugt. Der Schenkel 1 wird nun einen der beiden Begrenzungsanschläge erreichen. Das Einstellpotentiometer 34 zum Trimmen des Schwerpunktes erzeugt eine Spannung, daß der Schenkel 1 des Stellungs-Servomotors bei allen Veränderungen des Schwerpunktes zwischen die Begrenzungsanschläge gebracht werden kann.

Liegt der Schwerpunkt hinter der Antriebswelle des Hauptrotors und ist die Einstellung des Schenkels 1 derart, daß dieser zwischen den Begrenzungsanschlägen liegt, so muß zur Aufrechterhaltung der Fluggeschwindigkeit Null der Knüppel 2 nach vorn bewegt werden. Diese Bewegung des Knüppels 2 ruft ein Signal des Gebers 30 hervor. Das Einstellpotentiometer 34 muß nun zum Trimmen des Schwerpunktes aus seiner Nulleinstellung bewegt werden, um eine Spannung entgegengesetzter Polarität, aber gleicher Größe zu der Spannung zu erzeugen, die durch den Vertikalkreisel 18 und den Geber 30 erzeugt werden. Das Einstellpotentiometer zum Trimmen des Schwerpunktes kann entweder entsprechend den gegebenen Ladungsbedingungen, die jeder Pilot für sein Flugzeug berechnet, oder so eingestellt werden, daß das Ausgangssignal der Summierschaltung 27 auf Null gebracht wird.

Bei der Stabilisierung wird die Relaiswicklung 40 nicht erregt, und der Anker des Schalters 42 legt sich an den Kontakt an, der mit dem Ausgang der Schaltung 39 verbunden ist. Der Differentiator 38 erzeugt eine Dämpfung für das System. Die Signale der Glieder 18 und 30 und die Zeitkonstante des Differentiators 38 sollten derart eingestellt werden, daß für eine Schrittfunktion in der absoluten Stellung des Knüppels 2, die von einer Änderung am Ausgang des Gebers 30, einer Änderung der Rotorneigung 12 und einer exponentiellen Änderung sowohl der Flugzeuglängsneigung 15 als auch am Ausgang des Vertikalkreisels 18 begleitet wird, der Differentiator 38 eine Schrittfunktion abnehmender Exponentialspannung erzeugt, die, wenn sie zum Ausgangssignal des Kreisels 18 hinzugefügt wird, entgegengesetzt gleich der Spannung ist, die durch den Geber 30 erzeugt wird. Dadurch bleibt das Ausgangssignal der Schaltung 39 im wesentlichen Null, und die Ausgangswelle 8 des Servomotors 28 bewegt sich nicht. Diese Einstellung der Zeitkonstante des Differentiators 38 bewirkt eine Dämpfung, die etwas größer als kritisch ist, so daß sich das Flugzeug ohne Uberschwingung aperiodisch der Längsneigung nähert, die durch die Stellung des Knüppels 2 befohlen worden ist.

Da sich der Stellungs-Servomotor 28 für diese Einstellungen nicht bewegt, wird sich das Flugzeug im wesentlichen so verhalten, wie wenn das System abgetrennt wäre. Der Stellungs-Servomotor 28 erzeugt nur die geringen Korrekturen, die erforderlich sind, um die befohlene Lage aufrechtzuerhalten. Das Dämpfungssignal, das durch den Differentiator 38 geliefert wird, kann mit gleichem Vorteil von einem Geschwindigkeitskreisel erhalten werden, der auf Längsneigungsbewegungen anspricht. Da aber der Vertikalkreisel 18 für große Neigungsänderungen proportionale Signale bei guter Linearität erzeugt, führt die Differentiation eines solchen Signals durch die Einrichtung 38 zu einer billigeren und zuverlässigeren Ausführung als bei Verwendung eines Geschwindigkeitskreisels. Wenn die Einstellung des Potentiometers 34 für die Trimmung des Schwer-

punktes richtig ist, würde die Ausgangswelle 8 des Einstell-Servomotors 28 bei allen Fluggeschwindigkeiten und somit bei einer Flugzeuglängsneigung 15 zwischen ihren Begrenzungsanschlägen eingestellt bleiben. Infolge einer gewissen nichtlinearen Abhängigkeit zwischen der Einstellung des Knüppels 2 und der sich ergebenden Flugzeuglängsneigung 15, wie sie durch den Vertikalkreisel 18 angezeigt wird, wird sich eine Einstellung der Ausgangswelle 8 des Servomotors 28 ergeben, bei der sie sich aus ihrer Nullstellung über einen vollständigen Flugsteuerbereich von Höchstgeschwindigkeit bis zum Schwebeflug bewegt.

Andere Nichtlinearitäten werden durch den Strömungswiderstand des Flugzeugrumpfes und durch die horizontalen Leitwerkflächen erzeugt, die üblicherweise zur dynamischen Stabilisierung der Längsneigung vorgesehen sind. Der Integrator 26 veranlaßt, daß der Nullfrequenzgewinn der Anlage fast unbegrenzt ist. Somit nimmt der Integrator 26 diese leichte Abweichung der Ausgangswelle 8 von der Nullstellung über den vollständigen Geschwindigkeitsbereich auf, wobei ermöglicht wird, daß das Ausgangsfehlersignal der Schaltung genau Null ist.

Dem Piloten stehen zwei Methoden zur Änderung »5 der Längsneigung des Flugzeugrumpfes zur Verfügung. Eine besteht im Halten des Knüppels 2 in der gewünschten Stellung unter Überwindung der Federspannung. Die zweite Methode, die bei Flügen über große Strecken angewendet wird, liegt in der Bewegung des durch eine Feder in der Mitte gehaltenen Schalthebels 35 nach vorn, wodurch ein Signal geeigneter Polarität erzeugt wird, das an den Kontakt des Schalters 41 angelegt wird und von da an den Geschwindigkeits-Servomotor 31 gelangt, um dessen Ausgangswelle 5 und somit die Feder 4 einzustellen, so daß der Knüppel 2 des Piloten in der gewünschten Stellung bleibt, ohne daß eine Korrektur seitens des Piloten erforderlich wäre.

Wenn die Einstellung des Trimmpotentiometers in grobem Maß unrichtig ist, wird der Schenkel 1 an einen Begrenzungsanschlag treffen, und das System kann die Nullstellung nicht erreichen. Außer mit einem Begrenzungsanschlag kommt jedoch der bewegliche Kontakt des Schalters 29 mit einem festen Kontakt in Berührung, wodurch eine Spannung solcher Polarität auf die Schaltung 39 aufgegeben wird, daß der Stellungs-Servomotor 28 vom Begrenzungsanschlag fortbewegt wird.

Der bewegliche Kontakt des Schalters 29 löst sich von dem festen Kontakt. Der Stellungs-Servomotor 28 wird nun wieder an den Begrenzungsanschlag getrieben. Diese Wirkung verhindert, daß der Integrator 26 bis ins Sättigungsgebiet läuft. Der Stellmotor 28 wird schwach an einem Begrenzungsanschlag Ss stehen. Die sich ergebende kontrollierte Nickschwingung des Flugzeuges wird den Piloten warnen, daß· seine Schwerpunktstrimmeinstellung falsch ist. Wenn der Pilot nicht sein Potentiometer 34 so einstellen kann, daß der richtige Nullwert erreicht wird, dann kann er hieraus entnehmen, daß z. B. die Ladung verschoben sein kann. An Stelle der Anlegung des Signals, das an den beweglichen Kontakt des Schalters 29 auftritt, an die Schaltung 39 kann dieses Signal an einen Servomotor angelegt werden, der automatisch das Potentiometer 34 richtig einstellt. Wenn auch eine derartige Vorrichtung den Piloten von der Notwendigkeit der Einstellung des Potentiometers 34 von Hand befreien würde, so besteht aber auch keine Warnmöglichkeit, die den Piloten erkennen ließe, daß die Grenzen der zulässigen Schwerpunktsverschiebung erreicht oder überschritten sind. Die Flugsteueranlage kann einen Hubschrauber auch von einer beliebigen Fluggeschwindigkeit, Fluglage oder einem beliebigen Kurs in einen bewegungslosen Schwebeflug bringen, bei dem er in einer gewählten Höhe in den Wind gerichtet ist. Wenn der Bereitschaftsschalter 115 geschlossen wird, wird elektrische Energie aus der positiven Anschlußklemme

110 an den Zeitgeber 98 und durch die Anschlußklemme 112 an die Vorwärts- und Rückwärts-Doppleranlage 45, den Funkhöhenmesser 93 und die Links-Rechts-Doppleranlage 103 angelegt, die sowohl in dem gemeinsamen Wie auch in dem Längsneigungskanal verwendet wird. Der Zeitgeber 98 schließt nach einer Zeitverzögerung, die zur Erwärmung der beiden Doppleranlagen und des Funkhöhenmessers ausreicht, den Schalter 99 und stellt die Abhängigkeit der Kontakte der Schalter 100 und

101 vom Doppler-Vertikalgeschwindigkeitsmesser

102 bzw. dem Ausgangssignal des Differentiators 97 her. In der Bereitschaftsstellung können bei geschlossenem Schalter 155 nach der notwendigen Zeitverzögerung zur Erwärmung der Anlage Bewegungen des Steuerknüppels 52 oder des Potentiometers 74 für die Einstellung der Steiggeschwindigkeit mit dem Ausgangssignal entweder des barometrischen Steiggeschwindigkeitsmessers 65 oder dem Ausgangssignal des Doppler-Vertikalgeschwindigkeitsmessers 92 oder des differenzierten Ausgangssignals des Funkhöhenmessers 93 verglichen werden.

Das Ausgangssignal des Differentiators 97 stellt die Vertikalgeschwindigkeit 62 des Flugzeuges dar, da der Funkhöhenmesser 93 die absolute Höhe des Flugzeuges über dem Erdboden angibt. So kann der Pilot nur im Bereitschaftszustand bei geschlossenem Schalter 115 durch Betätigung des drei Stellungen aufweisenden Schalters 102 eine Vertikalgeschwindigkeit einstellen, die entweder durch den Doppler-Vertikalgeschwindigkeitsmesser 92 oder den Funkhöhenmesser-Differentiator 97 geregelt wird.

Die Ausgangssignale des Vertikalgeschwindigkeits-; messers 92 sollen gleich der des barometrischen Steiggeschwindigkeitsmessers 65 sein, so daß bei jeder Stellung des Schalters 102 für Steig- und Sinkgeschwindigkeiten, die allein durch Bewegung des Steuerknüppels 52 kommandiert worden sind, gleiche und entgegengesetzte Signale an die Schaltung 75 gekoppelt werden. Diese Einstellung der Ausgangssignale des Gebers 90 und die Teile, die eine Spannung an den Schalter 102 bringen, veranlaßt, daß das Ausgangssignal der Schaltung 175 im wesentlichen Null und die Ausgangswelle 58 des Stellungs-Servomotors 71 im wesentlichen in Ruhe "bleibt. Dementsprechend wird das Ansprechen der geschlossenen Schaltschleife im wesentlichen dem Ansprechen der Anlage bei offener Schaltschleife ähneln, bei der das System abgetrennt ist.

Wenn der Bereitschaftsschalter 150 geschlossen ist und der Zeitgeber 98 betätigt wird, wird Energie von der Anschlußklemme 112 über den nun geschlossenen Zeitgeberschalter 99 an die Anschlußklemme

111 gegeben. Wenn der Längsneigungs-Schwebeflugschalter 43 geschlossen wird, wird die Längsneigung 15 des Flugzeuges nicht mehr durch den Vertikalkreisel 18, sondern durch die Geschwindigkeit gegen-

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über dem Erdboden geregelt. Das Schließen des Schalters 53 erregt nun die Relaiswicklung 40, die den Anker des Schalters 51 an den Kontakt anlegt, der an den beweglichen Kontakt des Schalters 29 angeschlossen ist, und den Anker des Schalters 42 an den Kontakt zieht, der mit dem Ausgang der Schaltung 36 verbunden ist.

Beim Schwebeflug wird das Ausgangssignal des Doppler-Vorwärts- und -Rückwärtsgeschwindigkeitsmessers 45 mit den Ausgangssignalen des Gebers 32 und des Geschwindigkeitseinstellpotentiometers 33 verglichen. Wenn der Pilot keinen Druck auf den Steuerknüppel 2 ausübt und wenn das Geschwindigkeitseinstellpotentiometer 33 auf die Ausgangsspannung Null eingestellt wird, dann wird der Stellungs-Servomotor 28 die zyklische Steuerung 11 bewegen, bis das Ausgangssignal des Doppler-Vorwärts- und -Rückwärtsgeschwindigkeitsmessers 45 Null ist. Beim Schwebeflug besteht daher kein proportionales Verhältnis zwischen der absoluten Knüppeleinstellung und der Fluggeschwindigkeit, da die absolute Knüppeleinstellung nur der Luftgeschwindigkeit proportional ist. Dementsprechend wird beim Schwebeflug der Geber 30 für die Steuerung des Flugzeuges unwirksam und der Geber 32, der die Spannung der Zentrierfeder 4 mißt, wirksam gemacht.

Der Stellungs-Servomotor 28 kann auch veranlaßt werden, über seinen begrenzten Steuerbereich hinauszugehen. Dann ist der Geschwindigkeits-Servomotor 31 nicht mehr vom Schalter 35 abhängig, sondern wird an Stelle dessen vom Ausgangssignal des Begrenzungsschalters 29 abhängig gemacht, um den Knüppel 2 automatisch zurückzustellen. Um ein Dämpfungssignal für den Schwebeflug zu erhalten, wird das Ausgangssignal des Doppler-Geschwindigkeitsmesser 47 nicht differenziert, da hierdurch das Störsignal der Schaltung angehoben würde. Eher wird eine Trägheitsdämpfung beim Schwebeflug mittels des Ausgangssignals des Beschleunigungsmessers 21 erhalten. Für eine Geschwindigkeitsänderung mittels des Knüppels 2 werden die Ausgangssignale der Einrichtungen 47 und 21 so eingestellt, daß eine Spannung gleicher Größe und entgegengesetzter Polarität zur Ausgangsspannung des Gebers 32 geliefert wird. Dadurch bleibt das Ausgangssignal der Schaltung 36 Null und die Ausgangswelle 8 des Einstell-Servomotors stationär. So werden das Ansprechverhalten der geschlossenen und offenen Schaltschleife identisch sein. Diese Einstellung der Dämpfung, die durch die Beschleunigungsmesser-Schaltung 21 geliefert wird, ist etwas überkritisch, so daß die befohlene Geschwindigkeit aperiodisch ohne Überschreiten der eingestellten Geschwindigkeit über Grund erreicht wird. Eine Änderung der eingestellten Geschwindigkeit kann auch durch Verstellen des Potentiometers 33 aus seiner Nullstellung erreicht werden. Das führt zu einer Spannung, die in die Schaltung 36 gegeben wird, und die nun durch eine Bewegung des Stellungs-Servomotors 28 eine Verstellung der zyklischen Steuerung 11 erzwingt, bis das Ausgangssignal des Vorwärts-Rückwärts-Doppler-Geschwindigkeitsmessers 45 eine gleiche und entgegengesetzte Spannung liefert, so daß das Ausgangssignal der Schaltung 36 auf Null zurückkehrt.

Wenn sich das Flugzeug ohne Windeinflüsse im Schwebeflug bei einer Vorwärts-Rückwärts-Geschwindigkeit Null über dem Boden befindet, ist der Knüppel 2 in seiner neutralen Stellung, da die Fluggeschwindigkeit des Flugzeuges Null ist. Wenn nun Wind aufkommt und die Richtung des Flugzeuges in den Wind aufrechterhalten wird, dann wird sich die Ausgangswelle 8 des Stellungs-Servomotors an einen Begrenzungsanschlag bewegen. Wenn die Windgeschwindigkeit genügend groß ist, wird der bewegliche Kontakt des Schalters 29 an einen seiner beiden festen Kontakte zum Anlegen kommen, wodurch ein Signal hervorgerufen wird, das über den

ίο Schalter 41 an den Geschwindigkeits-Servomotor 31 angekoppelt wird. Der Steuerknüppel 2 wird somit vorwärts bewegt, bis die Ausgangswelle 8 des Stellungs-Servomotors vom Begrenzungsanschlag fortgelaufen ist. So ist bei der Schwebeflugsteuerung die Verbindung zwischen dem Schalter 29 und dem Servomotor 31 die gleiche wie die im Kurssteuerungskanal und im Kanal für die gemeinsame Blattverstellung bei der Stabilisierung. Da beim Schwebeflug der Steuerknüppel 2 automatisch in der Längsrich-

ao tung durch den Servomotor 31 zurückgestellt wird, wird der Handschalter 35 unwirksam gemacht.

Claims (3)

Patentansprüche: »5

1. Flugsteueranlage, insbesondere für Hubschrauber, mit einem vom Piloten zu betätigenden Steuerglied, einem Wandler zur Erzeugung eines der Steuergliedbewegung entsprechenden ersten Signals, einer Einrichtung zur Erzeugung eines der Flugbewegung entsprechenden zweiten Signals sowie einem Integrator, gekennzeichnet durch eine Einrichtung (37; 82; 156; 199), die ein Differenzsignal aus dem ersten und zweiten Signal bildet, eine Schaltung, die das Differenzsignal dem Integrator (26; 69; 146; 200) zuleitet, einen Servomotor (28; 71; 148; 202), der in Abhängigkeit vom Zeitintegral des Differenzsignals eine zweite mechanische Bewegung erzeugt, sowie eine Einrichtung (6; 56; 126; 186), die die erste und zweite mechanische Bewegung zusammenfaßt und in Abhängigkeit davon über einen Servomotor (9; 59; 129; 189) die Flugzeugbewegung steuert.

2. Flugsteueranlage nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das vom Piloten zu betätigende Steuerglied (2; 52; 182) durch eine Einrichtung (4; 54; 124; 184) zentriert ist.

5»

3. Flugsteueranlage nach Anspruch 1, dadurch

gekennzeichnet, daß das vom Piloten zu betätigende Steuerglied (2) mit einem Umschalter (35) verbunden ist, dessen einer Pol (109) eine negative Spannung und dessen anderer Pol (110) eine positive Spannung an einen Servomotor (31) legt, und daß der Servomotor (31) über ein Gestänge (5) mit der Einrichtung (4) und dem Steuerglied ' (2) verbunden ist.

4. Flugsteueranlage nach Anspruch 1 und 3, dadurch gekennzeichnet, daß ein vom Piloten bedienbarer Umschalter (43; 41; 42) vorhanden ist, der den Eingang des Servomotors (31) entweder mit dem Umschalter (35) oder mit dem Verstellanschlag (1) des Servomotors (28) und in Abhängigkeit von dessen Stellung mit einer positiven oder negativen elektrischen Spannung und den Eingang des Integrators (26) mit einer Einrichtung (36) verbindet, die ein von der eingestellten

und der tatsächlichen Fluggeschwindigkeit abhängiges Differenzsignal bildet.

5. Flugsteueranlage nach Anspruch 1 und 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Servomotor (31; 89; 151; 206) über eine Verzögerungsschaltung (29 a; 149 a) mit dem Signalgeber für die Regelung verbunden ist.

6. Flugsteueranlage nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Servomotor (28) mit einem Endschalter (29) ausgerüstet ist, der im Fall der Betätigung ein der jeweiligen Endstellung entsprechendes Signal erzeugt, und daß der Servomotor (28) über die Glieder (39; 42; 26; 27) zusätzlich in Abhängigkeit von dem in der Einrichtung (29) erzeugten Signal gesteuert wird.

7. Flugsteueranlage nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Steuerknüppel (52) mittels einer Feder (54) zentriert ist, die mit einem Schalter (78) derart in Wirkverbindung steht, daß der Schalter beim Spannen oder Zusammendrücken der Feder einen ersten Zustand und in dem Fall, daß die Feder ungespannt ist, einen zweiten Zustand einnimmt, und daß ein Integrator (69), dessen Ausgangssignal einen die Stellung des Steuerknüppels (52) korrigierenden »5 Servomotor (71) steuert, je nach Stellung des Schalters (78) entweder mit den Signalen des Netzwerkes (75) oder denen des Netzwerkes (85) beaufschlagt ist.

8. Flugsteueranlage nach Anspruch 1 oder 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Servomotoren (28; 71) über die Netzwerke (27; 70) sowohl mit den Ausgängen der Integratoren (26; 69) wie auch unmittelbar mit den Eingängen dieser Integratoren verbunden sind.

9. Flugsteueranlage nach wenigstens einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung zur Erzeugung des der Flugzeugbewegung entsprechenden Signals eine Doppler-Radaranlage ist.

10. Flugsteueranlage nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung zur Erzeugung des der Flugzeugbewegung entsprechenden Signals ein Vertikalkreisel ist.

11. Flugsteueranlage nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung zur Erzeugung des der Flugzeugbewegung entsprechenden Signals ein Beschleunigungsmesser ist.

12. Flugsteueranlage nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung zur Erzeugung des der Flugzeugbewegung entsprechenden Signals ein barometrischer Höhenmesser ist.

In Betracht gezogene ältere Patente:
Deutsches Patent Nr. 1110527.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

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