DE1302519B

DE1302519B -

Info

Publication number: DE1302519B
Application number: DE19621302519D
Authority: DE
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 1961-12-01
Filing date: 1962-11-27
Publication date: 1972-03-09
Also published as: US3099421A; GB1023831A; JPS5244119B1

Description

Die Erfindung betrifft eine automatische Trimmeinrichtung für vertikal startende und landende Flugzeuge, insbesondere Hubschrauber, bei der jedes der Steuerorgane für die Längs-, Quer- und Hochachsc über eine Getriebeanordniing mit einem Servomotor verbunden ist, welcher jeweils von einem auf die Lage der zugeordneten Achse ansprechenden Kreisel

abgegebenen, über einen Verstärker geleiteten Fehler- der Triebverbindung zwischen dem Servomotor und

signal in eine entsprechende Drehbewegung versetzt dem Rotor eine parallel zur ersten Kupplung ge-

uird, um die zugeordneten Steuerorgane zu betätigen schaltete elektromagnetische Duplexkupplmig vorge-

und die Abweichung zu korrigieren. sehen ist, die im nichterregten Zustand eine erste

Die automatische Trimmeinrichtung nach der Er- 5 Untersetzungsstufe und im erregten Zustand eine lindung ist dazu bestimmt, geringe Korrekturen der zweite größere Untersetzungsstufe mit der Rotor-Lage und der Flugrichtung automatisch bei einem welle kuppelt.

Flugzeug auszuführen, das mittels eines gesonderten Um vom Flugzeugführer durchzuführende Ma-

automatischen Stabiüsierungssystems, beispielsweise növer, beispielsweise zur Kursänderung, durch-

von der in der Patentanmeldung P 14 06 361.7-22 be- ίο zuführen, ohne die automatische Trimmeinrichtung

schriebenen Art, stabilisiert worden ist, das die abschalten zu müssen, sieht die Erfindung vor, daß

Stabilisation jeder der drei Achsen des Flugzeuges, ein erster, in der Hauptstromzuführung angeordneter,

nämlich der Roll-, Nick- und Gierachse, bewirkt. manuell betätigbarer Schalter bei ausgeschaltetem

Die erfindungsgemäße automatische Trimmeinrich- Zustand die Bremsen erregt und die Kupplungen

tu ng umfaßt als wesentliches Element ein System zur 15 nicht und umgekehrt bei eingeschaltetem Zustand

festen Einstellung von Lage, Flugrichtung und Höhe. und daß die Stromzufuh zu den der Längs- und der

Die automatische Trimmeinrichtung nach der Er- Querachse zugeordneten, «-ich im eingeschalteten findung unterscheidet sich wesentlich von den be- Zustand befindenden Trimmeinrichtungen durch einen kannten Autopiloten, wie beispielsweise demjenigen zweiten, manuell betätigbaren Schalter unterbrechbar nach der USA.-Patentschrift 2 947 498. Der in der 20 ist, so daß die Kupplungen nicht erregt werden,
vorgenannten USA.-Patentschrift beschriebene Auto- Eine bevorzugte Ausführung der Erfindung sieht pilot ist dazu bestimmt, auf die Geschwindigkeit und vor, daß die Vorrichtung, welche eine manuelle BeGröße der Lageänderung eines Hubschraubers gegen- tätigung des entsprechenden Steuerorgans unabhängig über seiner vorbestimmten Lage anzusprechen, und von der Betriebsweise der automatischen Trimmdient in erster Linie dazu, das Flugzeug zu stabili- 35 einrichtung gestattet, ein mit der Ausgangswelle des sieren. Dagegen ist die erfindungsgemäße auto- Getriebes gelenkig verbundenes Gehäuse mit Stirnmatische Trimmeinrichtung, wie bereits -rwähnt, wänden aufweist, welche von einer gelenkig mit dem dazu bestimmt, auf die Größe der Lage- und Flug- Steuerorgan verbundenen Stange durchsetzt sind, richtungsänderungen anzusprechen und geringe dies- und daß innerhalb des Gehäuses zwei auf der Stange bezügliche Korrekturen auszuführen, wobei der Hub- 30 beweglich angeordnete Widerlager vorgesehen sind, schrauber durch ein gesondertes automatisches die durch eine die Stange umgebende Druckfeder Stabilisierungssystem stabilisiert wird. normalerweise in Anlage an die Stirnwände und an

Aufgabe der Erfindung ist es, eine automatische in entsprechendem Abstand angeordnete Schultern Trimmeinrichtung zu schaffen, die bei einem senk- der Stange gedrückt werden, um eine Zentrierrech, startenden und landenden Flugzeug, insbeson- 35 vorrichtung für das Steuerorgan zu bilden,
dere einem Hubschrauber, getrennt vom autc- Hierbei ist die Ausbildung vorteilhaft so, daß malischen Stabilisierungssystem arbeitet und die jedem Widerlager ein Mikroschalter zugeordnet ist, Trimmkorrekturen vornimmt, die während des nor- von denen jeweils einer bei einer entsprechenden malen gleichförmigen Fluges notwendig sind. manuellen Betätigung und Bewegung eines der

Diese Aufgabe wird mit der eingangs genannten 40 Widerlager des Steuerorgans geöffnet wird, und daß Trimmeinrichtung erfindungsgemäß dadurch gelöst, die Mikroschalter der der Längs- und der Querachse daß die von den der Längs-, Quer- und Hochachse zugeordneten Trimmeinrichtungen in Reihe in eine zugeordneten Kreiseln abgegebenen Fehlersignale un- vom Verstärker zum Servomotor führende Schleife abhängig vom Betriebszustand der automatischen geschaltet sind, die beim Ausschalten kurzgeschlossen Trimmeinrichtung im Rotor eines Drehmelders in- 45 wird, während die Mikroschalter der der Hochachse duziert werden, dessen Ausgangssignal über den Ver- zugeordneten Trimmeinrichtungen bei einer Kursstärker den der entsprechenden Achse zugeordneten änderung die Kupplungen nicht erregen und die Servomotor erregt, dessen Ausgangswelle in Trisb- Bremse erregen.

verbindung mit der Welle des Rotors steht und Weiterhin ist die erfindungsgemäße Trimmdiesen dreht, bis die Abweichung aufgehoben ist, 50 einrichtung vorzugsweise mit einem Fluggeschwindig- und daß beim Einschalten der automatischen Trimm- keitsgeber ausgerüstet, der mit einer Schalteinrichtung einrichtung die Ausgangswelle eines jeden Servo- gekoppelt ist, die beim Über- oder Unterschreiten motors durch eine Kupplung mit einem Getriebe der vorr Ingestellten Fluggeschwindigkeit leitend bzw. verbunden wird, welches bei ausgeschalteter auto- nichtleitend wird, und daß die Schalteinrichtung und matiscber Trimmeinrichtung durch eine Bremse 55 eine durch die Rollwinkeländerung des Flugzeuges blockiert und welches das mit dem jeweiligen Steuer- ebenfalls leitend oder nichtleite/id werdende Schaltorgan verbundene Steuergestänge betätigt, und daß einrichtung in einem Haltestromkreis liegen, der jedes der Steuergestänge eine Vorrichtung aufweist, entweder beim Betätigen des zweiten Handsclialters die eine manuelle Betätigung des entsprechenden an eine e/ste Stromquelle oder bei Nichtbetätigung Steuerorgans unabhängig von dem Betriebszustand 60 des zweiten Handschalters, sondern durch Seitwärtsder automatischen Trimmeinrichtung gestattet und betätigung des Steuerknüppels an eine zweite Stromdas Steuerorgan nach Beendigung des manuellen quelle anschließbar ist und der so lange erregt bleibt, Eingriffs automatisch in seine Ausgangsstellung zu- bis das Signal, das entweder dem Rollwinkel des rückbewegt. Flugzeuges oder der Fluggeschwindigkeit entspricht, Um für die Stabilisierungsbetriebsweise der auto- 65 unter den voreingestellten Wert vermindert ist. Diese matischen Trimmeinrichtung eine größere Unter- Ausführungsform kann so ausgebildet sein, daß die setziingsstufe zu schaffen als bei der Synchroni- Trirn'nung um die Hochachse in Synchronisierungs* sierungsbetriebsweise, sieht die Erfindung vor, daß in betriebswcise arbeitet, wenn die Schalteinrichtung

leitend ist, und in Stabilisienmgsbetrtebsweise, wenn die Schalteinrichtung nichtleitend ist.

Die Erfindung wird nachstehend an Hand eines in den Fig. 1, IA und 2 der Zeichnung im Prinzip dargestellten, besonders bevorzugten Ausführungsbeispiels näher erläutert. Es zeigt

F i g. 1 eine schaubildliche Draufsicht auf eine Betätigungseinheit, teilweise im Schnitt,

F i g. 1A eine Seitenansicht eines Teils der F i g. 1,

F i g. 2 eine schematische Darstellung der Schaltung der elektrischen Anordnungen des Systems.

Nun wird auf F i g. 1 Bezug genommen. Diese Figur zeigt die Betätigungseinrichtung, welche in dem hier beschriebenen System die Stabilisierung und die Synchronisation bezüglich der Längs-, Quer- und Hochachse liefert. Diese Art einer Betätigungseinrichtung kann auch zum Halten der Höhe verwendet werden, aber im folgenden wird eine andere Art einer Betätigungseinrichtung zum Halten der Höhe gezeigt. ao

Eine getrennte Betätigungseinrichtungseinheit des in F i g. 1 gezeigten Typs ist für jede der beiden Achsen, und zwar der Längs- und der Querachse, und auch mit einigen kleinen Abwandlungen für die Vertikalachse vorgesehen. as

Die in F i g. 1 gezeigte Betätigungseinrichtung kann in einer von drei verschiedenen Arten, nämlich Korrektur, Synchronisation oder Manövrierung, »Ein« geschaltet werden. In einer vierten Art ist die Betätigungseinrichtung »Aus«. Jede dieser vier Arten wird nun beschrieben. Es wird das Verständnis für die Betätigungseinrichtung gemäß F i g. 1 erleichtern, wenn zuerst ihre Wirkung beschrieben wird, wenn sie im »Aus«-Zustand ist.

Automatisches Trimmsystem »Aus«

35

Der Ein-Aus-Schalter 20, der in F i g. 1 gezeigt ist, hat Mehrfachkontakte und steuert den Ein-Aus-Zustand jeder der drei Betätigungseinheiten des automatischen Trimmsystems, nämlich die Rollachsen-Betätigungseinrichtung, die Nickachsen-Betätigungseinrichtung und die Gierachsen-Betätigungseinrichtung. Zusätzlich hat der Schalter 20 einen Arm 20 A zum Kurzschließen der Leiter 34, wenn sich der Schalter in der »Aus«·Stellung befindet. Dieser Arm 20 A ist nur in den Roll- bzw. Längsachsen- und Nick- bzw. Querachsen-Betätigungseinrichtungen vorgesehen. Der Zweck des Armes 2OA liegt" darin, "die Anschlag-Schalter 33 A, 33 B auszuschalten, wenn sich das automatische System in der »Aus«-Stellung befindet. Dadurch wird ermöglicht, daß das Trimmsystem automatisch synchronisiert, wenn das Flugzeug von Hand geflogen wird.

Es wird angenommen, daß der Schalter 20 in der »Aus«-Stellung steht. Dann wird ein 28-Volt-Gleichstromkreis durch die Wicklung 22 der Magnetbremse

23 geschlossen, und die Bremse wird in die blockierende Stellung gebracht. Dies setzt voraus, daß der Druckknopf 21 nicht von dem Piloten gedrückt wird, um den Stromkreis zu öffnen und die Magnetbremse abzuschalten. Wenn die Magnetbremse 23 angelegt ist, wird eine Drehung der Welle

24 verhindert. Das verhindert eine Drehbewegung der Ausgangswelle 26, da die Wellen 24 und 26 durch ein Ritzel 31, ein Zahnrad 30, eine Welle 29, ein Ritzel 28 und einen Zahnradsektor 27 miteinander verbunden sind.

In der schaubildlichen Draufsicht in F i g. 1 sieht der Betrachter nach unten auf den oberen Teil des zyklischen Steuerknüppels 25 des Piloten. Wie deutlicher in F i g. 1A zu sehen ist, ist der zyklische Knüppel 25 an seinem untersten Ende verschwenkbar gelagert, und über seinem Schwenkpunkt ist ein Ende eines Seitenarmes 38 verschwenkbar angelenkt. An dem anderen Ende des Armes 38 ist eine vorgespannte Druckfeder 32 vorgesehen, die zwischen ringförmigen Scheiben 132 A und 132 B an dem Arm 38 zusammengedrückt gehalten ist, wie in F i g. 1 zu sehen ist. Die Scheiben 132 A und 132 B werden durch die Feder 32 normalerweise an den Kragen138 A und 138 B gehalten, welche am Arm 38 an den voneinander entfernten Stellen festgelegt sind, die in F i g. 1 gezeigt sind. Die Feder 32 und die Scheiben 132 A und 132 B sind in einem Gehäuse 35 eingefaßt gehalten, von dem ein Ende eine axiale öffnung 135 A hat, welche von dem Flanschende 235 A zur Aufnahme des Armes 38 und des Kragens 138 A gebildet wird. Nach innen, von dem anderen Ende des Gehäuses 35 abgesetzt, ist ein innerer Flansch 235 B angeordnet, der eine Axialöffnung 13& B bildet, durch welche das Ende des Armes 38 und der Kragen 138 B hindurch- und in eine End-Teilkammer 335 des Gehäuses 35 gehen können. Die öffnungen 135 A und 135 B sind zu klein, um einen Durchgang der Scheiben 132 A und 132 B zuzulassen. So dienen die Flansche 235/1 und 235 B als Anschläge für die Scheiben 132/1 bzw. 132 B.

Die vorgespannte Feder 32 wirkt als eine Zentrierfeder, um den zyklischen Knüppel 25 (oder das Ruderpedal) in seiner getrimmten oder Anschlag-Stellung zu halten oder in diese zurückzuführen.

Wie schaubildlich in F i g. 1 gezeigt ist, sind an den ringförmigen Scheiben 132 A und 132 B zwei Mikroschalter 33 A und 33 B befestigt, die hintereinander in die Leitung 34 geschaltet und vorgesehen sind, dann, wenn die Feder 32 in ihrer normalen, zentrierten Anschlag-Stellung ist, die Leiter 34 zu verbinden, wie es schaubildlich in F i g. 1 durch die Kompressionsfedern gezeigt ist. Wenn jedoch der Arm 38 gegenüber dem Gehäuse 35 bewegt wird, um die Feder 32 weiter zusammenzudrücken, wird der eine oder andere der Anschlaghalter bewegt, um die Leitungen 34 zu trennen. Eine vollständigere Beschreibung dessen, was geschieht, wenn die Mikroschalter 33 A und 33 B aus der Anschlag-Stellum bewegt werden, wird später in Verbindung mit dei Beschreibung der elektrischen Schaltung gemäf F i g. 2 gegeben werden.

Wieder wird auf die F i g. 1 und 1 A Bezug ge nommen. Es ist ersichtlich, daß das Gehäuse 3: mittels eines starren Armes 36 mit dem oberen End< eines vertikalen Armes 37 verschwenkbar verbundei ist, dessen unteres Ende an der Welle 26 festgeleg ist. Es wird bemerkt, daß ein getrennter Zentrier federaufbau für jede der drei Achsen vorgesehen isl Die Gierachsen-Zentrierfeder ist natürlich mit der Ruderpedal verbunden, während zwei Zentrierfeder mit dem zyklischen Knüppel verbunden sind, ein seitlich für die Rollachse und die andere in Läng! richtung für die Nickachse.

Es ist ersichtlich, daß bei ausgeschaltetem autc matischem Trimmsystem, was der nun zu b( schreibende Zustand ist, eine Bewegung d( zyklischen Knüppels (oder des Ruderpedals) durc

den Piloten zu einer Bewegung des Armes 38 führt, aber der Arm 36 kann sich nicht bewegen, da er mit der Welle 26 verbunden ist, die gegen eine Drehung verrieg;-'t ist, weil sie mit der festgelegten Welle 24 verbunden ist. So kann sich das Gehäuse 35 nicht bewegen. Wenn der Arm 38 bewegt wird, wird die Zentrierfeder 32 entsprechend weiter zusammengepreßt. Die Zentrierfeder 32 wird aus ihrer Anschlag-Stellung bewegt, und die Leiter 34 werden an den Anschlag-Schaltern 33 A oder 33 B aufgetrennt. Dies hat jedoch keine Folgen, weil die Schalter 33 A und 33 B in den Rollachsen- und Nickachsen-Betätigungseinrichtungen durch Kurzschluß mittels de» Armes 20 A ausgeschaltet sind, wenn sich der Schalter in der »Aus«-Stellung befindet. In der Oierachsen-Betätigungseinrichtung sind, was aus F i g. 2 zu entnehmen sein wird, die Anschlag-Schalter 33 A Y und MBY nicht in die Servoschleife, welche zu dem Motor 42 zurückspeist, einbezogen; somit öffnen sie nicht diese Servoschleife. Daher bewirkt ao eine öffnung eines Anschlag-Schalters in der Gierachsen-Betätigungseinrichtung nur die öffnung des Stromkreises zu den Kupplungswicklungen 45 Y und 57 Y. Dies stellt jedoch die Gierachsen-Betatigungseinrichtung von der Stabilisierungsarbeitsweise in die Syncl.iOnisierungsarbeitsweise um. Somit sorgt die Betätigungseinrichtung in jedem der Lage- und Richtungssysteme für eine Synchronisation, auch wenn das automatische Trimnisystem ausgeschaltet ist. In dem Höhensystem ist auch eine Synchronisation vorgesehen, wenn sich das Trimmsystem in der »Aus«-Stellung befindet, weil beide Kammern des Druckübertragers zur Umgebung offen sind, bis der Pilot einen Druckknopf drückt, um die Bezugskanr.jier zu schließen.

In jeder der Achsen, in der die Betätigungseinrichtungen der in Fig. 1 gezeigten Art verwendet werden, bewirkt, wenn der Pilot den zyklischen Knüppel 25 (oder das Ruderpedal in dem Richtungssystem) freigibt, die vorgespannte Zentrierfeder 32 eine Rückkehr des zyklischen Knüppels (oder des Ruderpedals) in seine Anschlag-Stellung, in welcher die Feder 32 zentriert wird und die Anschlag-Schalter 33 A und 33 B geschlossen werden.

Wenn der Pilot das Flugzeug weiter von Hand, also ohne das automatische Trimmsystem, fliegt, wird eine Synchronisierungswirkung in den Roll-, Nick- und Gierachsen durch die automatischen Trimm-Betätigungseinrichtungen der F i g. 1 geschaffen, d. h., die Betätigungseinrichtungen folgen den Änderungen in der Lage und dem Kurs, wie nun beschrieben werden wird.

Es sei angenommen, daß, wenn der Pilot das Flugzeug mit~Handsteuerung fliegt, er selbst absichtlich oder eine Windbö oder eine andere äußere Kraft veranlaßt, daß das Flugzeug seine Lage und/oder seinen Kurs ändert. Eine solche Änderung würde durch die Lage und/oder den Kurskreisel 60 wahrgenommen werden, die den beeinflußten Achsen zugeordnet sind, weil sich die Rotorwicklung 61 mit der Tragbügelachse des Kreisels drehen würde. Es sei an dieser Stelle daran erinnert, daß nur ein Vertikalkreisel für die Nick- und Rollachse verwendet zu werden braucht, aber dann sind getrennte Abnahmewickiungen für die Nick-Rollachse erforderlich. Ein "Bezugsstrom, beispielsweise mit 400 Hz, fließt durch die Kreisel-Rotorwicklung 61, und entsprechend ändert die Spule 61, wenn das Flugzeug seine Lage oder seinen Kurs ändert, ihre Stellung in bezug zu den Statorwicklungen 62.

Infolgedessen ändern sich auch die Spannungen, welche in jede der drei Statorwicklungen 62 induziert werden. Durch das Ergebnis der Änderungen der Spannungen, die in die drei Wicklungen 62 des Stators des Kreisels 60 induziert werden, ändern sich die Ströme durch die drei Wicklungen 72 des Stators des Steuertransformators 70, und eine Fehlersignalspannung wird in die Rotorwicklung 71 induziert. Dieses Signal wird über den Verstärker 63 zu dem Betätigungseinrichtungs-Servomotor 42 über die durch den Schalterkontakt 20 A kurzgeschlossenen Leiter 34 zurückgespeist. Der Motor 42 treibt das Ritzel 64 über die Getriebeuntersetzungseinheit 65, und die Weile 48 wird gedreht. Die Drehung der Welle 48 wird jedoch nicht auf die Welle 24 übertragen, da die Magnetkupplung 40 nicht im Eingriff ist. Dort ist kein Strom durch die Kupplungswicklung 45 vorhanden, wenn der Schalter 20 auf »Aus« steht. Wenn die Kupplung 40 nicht erregt ist, wird die linke Platte 41, welche mit der Welle 48 durch Kerbverzahnung verbunden ist, durch die Feder 47 außer Eingriff mit der rechten Kupplungsplatte 49 gehalten, die mit der Welle 24 verkeilt ist. So sind die Flugsteuerungen des Flugzeuges von der automatischen Trimm-Betätigungseinrichtung getrennt, und dann ist keine automatische Stabilisierung des Flugzeuges vorhanden. Dabei erfolgt jedoch eine Synchronisation, wie aus folgendem ersichtlich ist.

Das in Abhängigkeit von der Fehlersignalspannung, die in der Rotorwicklung 71 entwickelt wird, von dem Motor 42 angetriebene Ritzel 64 treibt das Zahnrad 66 und das Ritzel 67, und die Welle 55 dreht sich. Die Drehung der Welle 55 wird unmittelbar auf die Rotorwelle 56 über die linke Platte 52 (die mit der Welle 55 verkeilt ist) und die mittlere Platte 53 der Duplexkupplung 50 übertragen (die mit der Rotorwelle 56 durch eine Kerbverzahnung verbunden ist). Die Platten 52 und 53 stehen auf Grund der Kraft der Feder 51 und der Tatsache, daß die Kupplungswicklune 57 nicht erregt ist, im Eingriff bzw. in Anlage. Die Rohrwicklung 71 wird dadurch in einer Richtung verdreht, um das Ausgangssignal des Rotors zu beseitigen, d. h. in .:incr Richtung, die bestrebt ist, die Fehlersignalspannung auf Null zu vermindern. Dieser Vorgang erfolgt verhältnismäßig schnell, beispielsweise 120° je Sekunde, und eine Synchronisation wird daher schnell durchgeführt.

Automatisches Trimmsystem »Ein« (Stabilisierung)

Wenn der Pilot wünscht, den Hubschrauber selbsttätig auf seinem vorhandenen Kurs und in seiner vorhandenen Lage zu halten, schaltet er das automatische Trimmsystem durch Umschaltung des Schalters 20 in seine »Ein«-Stellung ein. Dies schaltet die Bremse 23 von der Erregung ab, erregt die Kupplung 40 und die Duplexkupplung 50. Die Abschaltung der Bremse 23 von ihrer Erregung gibt die Bremse frei und ermöglicht, daß sich die Welle 24 dreht, wenn sie angetrieben wird. Eine Erregung dei Kupplung 40 bringt die linke Platte 41 ir.it dei rechten Platte 49 gegen die Wirkung der Druckfedei 47 in Anlage, wie in F i g. 1 gezeigt ist.

So wird die Welle 48 mit der Welle 24 verbunden Eine Erregung der Duplexkupplung 50 bewirkt, da£ die mittlere Platte 53, welche durch eine Kerb

209 511/1

verzahnung mit der Rotorwelle 56 verbunden ist. sich von der linken Platte 52 ?bhebt und mit der rechten Platte 54 gegen die Wirkung der Druckfeder 51 in Anlage kommt, wie in F i g. 1 gezeigt ist. Dies löst die Rotorwelle 56 von der WePe 55. Aber die Rotorwelle 56 wird weiterhin durch das Ritzel 67 über eine größere Getriebeuntersetzung angetrieben, welche da«'Zahnrad 69, die Welle 68, das Ritzel 73 •nd das Zahnrad 74 besitzt. So treibt bei der Stabilisierungsarbeitsweise der Servomotor 42 die Rohrwicklung 71 über eine größere Getriebe-•ntersctzung, als wenn das System bloß synchronisiert, wie vorher beschrieben worden ist. Die gewünschte Getriebeuntersetzung wird durch die Ver-•tärkung bestimmt, welche zur Korrektur des Hub- •chraubers erforderlich ist, d. h. durch die Ausgangsdrehung, weiche je Grad der Synchro-Drehung erforderlich ist.

Es isi ersichtlich, daß dann, wenn der Schalter 20 in der »Ein*-Stellung und der Druckknopf 21 nicht ao Jedrückt ist. das automatische Trimmsystem in der tabilisierungsbetriebsweise arbeitet und irgendeine Änderung in der Lage oder im Kurs des Flugzeuges durch die Lage- oder Kurskn isel 60 wahrgenommen wird, und eine Fehlersignalspannung wird in die Rotorwicklung 71 des Steuertransformators 70 indurziert und durch den Verstärker und die Anschlag-Schalter 33/1 und 33 B zu dem Motor 42 zurückgeführt oder gekoppelt, um das Ausgangsritzel 64 über die Untersetzungsgetriebeeinheit 65 anzutreiben. Die Kupplung 40 befindet sich in eingerücktem Zu-•tand, die Bremse im ausgelösten Zustand, und der Ausgangsarm 36 wird durch die Ritzel und Zahnräder 31, 30, 28 und 27 bewegt. Wenn der Ausgangsarm 36 so bewegt wird, bewegt sich das Gehäuse 35 in einer entsprechenden Weise. Die Zentrierfeder 32 bleibt in ihrer Anschlag-Stellung, und der zyklische Knüppel 25 (oder das Leitwerkpedal in der Vertikalachsen-Betätigungseinrichtung) wird durch den Arm 38 bewegt, um die Flugsteuerung des Flugzeuges in einer Richtung zu ändern, daß das Flugzeug in seine frühere Lage und/oder auf seinen früheren Kurs zurückgebracht wird.

Während die Stabilisierung, die oben beschrieben ist, stattfindet, wird das Getriebeuntersetzungssystem mit dem Zahnrad 66, dem Ritzel 67, dem Zahnrad •9, dem Ritzel 73 und dem Zahnrad 74 gleichzeitig angetrieben, um die Fehlersignal-Rotorwicklung 71 in einer Richtung anzutreiben, um die induzierte Spannung auf Null zu vermindern. Diese Bewegung der Rotorwicklung 71 wird jedoch dann langsamer, wenn (lic Betätigungseinrichtung bloß synchronisiert. In einem typischen Falle können das Ritzel 64 und das Zahnrad 66 eine Untersetzung von 6:1. das Rii/el 67 und das Zahnrad 69 eine zweite Unter- «,et/.ιιημ von 6: 1 bewirken und das Ritzel 73 und eins Zahnrad 74 eine Untersetzung von 4: 1 herbeiführen, d.h.. eine Gesamtuntersetzung von 144:1 ist in der Rotorwicklungs-Antriebskette vorhanden, wenn d;ss Trimmsystcm in der Korrekturweise arheilet. Dies zum Vergleich mit einer Gesaintuntersetzunu von 6:1- wenn das automatische Trimmsystcm bloß synchronisiert.

In dem Slabilisicrunesausgang können Ritzel 31 und 30 eine Untersetzung von 6:1 bewirken, wählend Ritzel 28 und der Zahnradsektor 27 eine zweite Untersct/un" von 6:1 herbeiführen, so daß eine Cicsamtuntcrsct/uim von 36 : 1 vorliegt. So wird im vorliegenden Beispiel das Flugsteuerunss-Aussangs- glied um 4" für jede 1 "-Drebewegung der das Fehlersignal erzeugenden Rotorwicklung 71 bewegt.

Es ist dann ersichtlich, daß das automatisch« Trimmsystem wirksam ist. um das Flugsteuerungs- Ausgangsglied durch einen Winkel zu bewegen, dei dem Fehlersignal proportional ist. das von derr Lagekreisel oder durch den Kurskreisel aufgenommer wird.

Automatisches Trimmsystem »Ein« (Manövrierung]

Es wird angenommen, daß dann, wenn der PiIo das Flugzeug mit dem automatischen Trimmsysterr in »Ein«-Stellung fliegt, er eine vorübergehend« Änderung in der Lage, d. h. in bezug zu der Quer und/oder Längsachse, durchzuführen wünscht. Mi dem dargestellten System kann der Pilot eine solch« zeitweise Änderung leicht vornehmen. Er beweg bloß den zyklischen Knüppel 25. Dadurch wird di« Zentrierfeder 32 aus ihrer Anschlag-Stellung bewegt weil das Gehäuse 35 und der Ana 36 einer Be wegung widerstehen werden. Dieser Widerstanc gegen die Bewegung erfolgt deshalb, weil das Ge häuse 35 und der Arm 36 über die im Eingrif stehende Kupplung mit dem Untersetzungsgetriebe 65 und dem Antriebsmotor 42. der jetzt nicht erreg ist, verbunden sind. Wenn die Zentrierfeder 32 au¹ der Anschlag-Stellung bewegt wird, werden di( Leiter 34 an einem der Anschlag-Schalter 33 A odei 33 B geöffnet. Das unterbricht die Schaltungs verbindung zwischen der die Fehlerspannung ent wickelnden Rotorwicklung 71 und dem Servomotoi 42. Wenn der Motor 42 nicht erregt ist, findet keim Bewegung in den Flugsteuergetrieben 31,30, 28. 2" statt, und wenn der Pifot den zyklischen Knüppel 2: freigibt, wird die Zentrierfeder 28 den Arm 38 um den zyklischen Knüppel 25 in ihre ursprünglich« Anschlag-Stellung zurückführen. So wird wiede Energie an den Motor 42 gegeben, um zu ermög liehen, daß das automatische Trimmsystem das Flug zeug in seine frühere Lage zurückführt.

Diese Manövrierwirkung, die gerade beschrieb« worden ist, wirkt auf beide Betätisungseinrichtunger in der Querachse und der Längs- bzw. Rollachse ein Sie beaufschlagt aber nicht die Vertikalachsen Betätigungseinrichtung, weil der Pilot gewöhnlict nicht eine zeitweise Änderung im Kurs durchfuhr und das automatische Trimmsystem keine Vor kehrung dafür trifft, daß er dieses tut. In den Vertikalachsensystem arbeitet die Betätigungseinrich tune immer synchronsierend. wenn sie nich stabilisiert. Das wird nun linien beschrieben.

Automatisches Trimmsystem »Ein« (Synchronisation

Es wird angenommen, daß sich der Pilot bein Fliegen des Flugzeuges, entweder im Vorwärts· oder im Schwebeflug bei der Schaltstellung »Ein< des automatischen Trimmsystems, entschließt, eine bleibende Änderung in der Lage bezüglich der Quer und/oder Längsachse vorzunehmen" Um diese; durchzuführen, drückt er den Druckknopf 21, bevoi er den zyklischen Knüppel 25 bewegt (der Druckknopf 21 ist am oberen Ende des zyklischen Knüppel" angeordnet, so daß er leicht durch den Daumen de; Piloten gedruckt werden kann). Ein Drücken de: Druckknopfes 21 öffnet den 28-Volt-G!eichstrom kreis und schaltet die Kupplungswicklungen 45 unc 57, wie in F i g. 1 gezeigt, von der Erregung ab.

H 12

Die Wicklung45 liegt in dem Stabilisierungssystem mäßig, auf die elektrische Schaltung gemäß Fig. 2

der Betätigungseinrichtung, und die Kupplungs- Bezug zu nehmen. In F i g. 2 sind alle Relaiskontakte

scheiben 41 und 49 lösen sich, wenn die Wicklung in der Stellung gezeigt, in welcher die Relais von

infolge Drückens des Druckknopfes 21 von der der Erregung abgeschaltet sind, und die Zentrier-

Erregung abgeschaltet wird, und die Welle 24 wird 5 feder-Anschlag-Schalter sind in ihren Anschlag-

von der Welle 48 getrennt. Eine Entkupplung der Stellungen dargestellt.

Welle 24 von der Welle 48 ermöglicht, daß der Pilot Nun wird auf F i g. 2 Bezug genommen. Wenn der den zyklischen Knüppel 25 bewegt, ohne die Zentrier- Druckknopf 21 gedrückt wird, wird ein Stromkreis feder 32 aus der Anschlag-Stellung zu bewegen, weil für eine 28-Volt-Gleichstromspannung über die «iner Bewegung des Gehäuses 35 und des Armes 36 jo Relaiswicklung 121 geschlossen. Die Relaiskontakte nicht langer durch die Untersetzungsgetriebe 65 und HlA, 121 B und 121 C bewegen sich in ihre erden Motor 42 entgegengewirkt wird. regten Stellungen. Eine Bewegung des Kontaktes

Die Kupplungswicklung 57 liegt in dem Synchro- 121 A in seine erregte Stellung verbindet eine nisierungssystem der Betätigungseinrichtung, und 28-Volt-GIeichstromquelle mit der Wicklung des wenn sie durch Driickung des Druckknopfes 21 von 15 Relais 105, vorausgesetzt, daß sich das Relais 103 in «ler Erregung abgeschaltet wird, werden die Kupp- erregtem Zustand befindet. Wie später ausführlicher lungsscheiben 52 und 53 durch die Feder 51 in An- beschrieben wird, ist das Relais 103 in erregtem kfge gepreßt, und die Rotorwelle 56 wird unmittelbar Zustand, wenn der silikongesteuerte Gleichrichter 108 mit der Welle 55 gekuppelt. Das ermöglicht, daß die leitet. Der Gleichrichter 108 leitet, wenn das Flug-Rotorwicklung 71 sehr schnell den Änderungen in ao zeug sich mit einer übermäßigen Vorwärtsgeschwinder Lage des Flugzeuges folgt, welche von dem digkeit, beispielsweise 40 Knoten, bewegt. Wenn Kreisel 60 aufgenommen werden. somit das Flugzeug sich im Vorwärtsflug befindet

Daraus ist ersichtlich, daß dann, wenn der Pilot (willkürlich hier als über 40 Knoten definiert), be-

zuerst den Druckknopf 21 drückt und dann die Lage findet sich der Relaiskontakt 103 A in seiner unteren

des Flugzeuges bezüglich einer oder beider der Quer- 35 Stellung, und das Relais 105 wird erregt, wenn der

oder Längsachsen ändert, die Fehlerspannungs- Druckknopf 21 gedrückt wird. Der Relaiskontakt

Rotorwicklung 71 der Änderung relativ schnell folgt, 105 A wird dann in seine untere Stellung gezogen,

so daß dann, wenn der Pilot nach der vollständigen und eine 26-Volt-Wechselstromquelle wird an die

Durchführung der Lageänderung den Druckknopf 21 Leiter 107 und 102 angeschlossen, vorausgesetzt,

freigibt, keine Fehlerspannung in der Rotorwicklung 3° daß der silikongesteuerte Gleichrichter 106 in der

71 entwickelt wird. Somit ist das System nun wieder Lage ist zu leiten. Wie später deutlicher beschrieben

bereit, das Flugzeug in der neuen Lage zu halten. wird, kann der Gleichrichter 106 leiten, wenn das

Kursänderungen können in einer von drei Weisen Flugzeug um einen Winkel um über beispielsweise 3^r gemacht werden, von denen zwei auf den Vorwärts- rollt. Im Vorwärtsflug und mit eingeschaltetem autoflug und eine auf den Schwebeflug anwendbar sind. 35 matischem Trimmsystem fällt somit dann, wenn der Alle Kursänderungen sind bleibend, d. h., das auto- Pilot den Druckknopf 21 drückt und dann den matische Trimmsystem der Vertikalachse wird sich zyklischen Knüppel 25 seitwärts bewegt, um das immer im Synchronisationszustand befinden, wenn es Flugzeug in einen scheinlotrichtigen Kurvenflug zu nicht im Stabilisierungszustand ist. In dem Vertikal- bringen, sobald das Flugzeug eine Querneigung von achsensystem ist keine Vorkehrung für zeitweise 40 3° erreicht, das Relais 105 in, weil ein 26-Volt-Änderungen im Kurs getroffen, so wie oben unter Wechselstromkreis durch den Gleichrichter 106, den Bezugnahme auf zeitweise Änderungen der Lage be- Relaiskontakt 103 A und die Wicklung des Relais schrieben worden war. 105 geschlossen wird. Wenn das Relais 105 erregt

Ein Weg, auf welchem eine Kursänderung ge- wird, bewegen sich die Kontakte 105 B und 105 C macht werden kann, während sich das Flugzeug im 45 (in dem Vertikalachsensystem) in ihre erregter Vorwärtsflug befindet, liegt darin, durch Rollen des Stellungen, und die Kupplungswicklungc 45 Y und Flugzeuges einen eingeordneten Kurvenflug zu er- 57 Y der Kupplungen 45 und 57 in der Vertikalzeugen. Um dieses zu tun, drückt der Pilot, wenn achsen-Betätigungseinrichtung werden von der Erdas automatische Trimmsystem eingeschaltet ist, regung abgeschaltet. Die Magnetbremsenwicklum zunächst den Druckknopf 21 und bewegt dann den 5° 22~Y wird an die Erregung angeschaltet, um du zyklischen Knüppel 25 seitwärts. Diese Wirkung ist Bremse 23 in der Vertikalachsen-Betätigungseinrich· die gleiche wie die oben im Hinblick auf die Lage- lung einzurücken. Somit geht die Vertikalachsen änderungen beschriebene, welche mit dem gedrückten Betätigungseinrichtung in ihre Synchronisierarbeits Druckknopf 21 gemacht werden. Die Vertikal- und weise, in welcher die Rotorwicklung 71 Kurs Längsachsen-Betätigungseinrichtungen vollziehen 55 änderungen folgt, welche von dem Kurskreisel auf beide eine Synchronisierungswirkung, in welcher die genommen werden. Die Einrückung der Bremse 2'. Rotorwicklungen 71, welche dem Kurskreisel und hält das Ruderpedal in seiner Anschlag-Stellung der Roll- bzw. Längsachsen-Aufnahme des Lage- Wenn das Flugzeug seinen scheinlotrichtigen Kurven kreiseis zugeordnet sind, durch die Servomotoren 42 flug fertiggestellt hat und wieder auf geraden Kur angetrieben werden, so daß sie verhältnismäßig 60 übergeht, beendet der silikongesteuerte Gleichrichte schnell der Änderung in der Lage und dem Kurs des 106 seinen leitenden Zustand, und die 26-Volt Flugzeuges folgen. Wechselstromquelle speist keinen Strom durch di

Um vollständiger zu beschreiben, was während des Leiter 107, 102 an den Kontakt 103 A und di

Vorwärtsfluges geschieht, wenn da«-, automatische Wicklung des Relais 105. So wird das Relais 10

Trimmsystem eingeschaltet ist und wenn der Pilot 65 von der Erregung abgeschaltet, und die Kontakt

den Druckknopf 21 drückt und dann den zyklischen 105 B und 105 C in dem Vertikalachsensyster

Knüppel 25 seitwärts bewegt, um einen schein- kehren in ihre unerregten Stellungen zurück, wie i

Iotrichtisen Kurvenflus durchzuführen, ist es zweck- Fis. 2 sezeist ist. Dies schaltet wiederum die Ei

2118

13 14

reaune der Kupplungswicklunaen 45 Y und 57 Y ein wird sich im erregten Zustand und der Kontakt 103.1 und stellt die Vertikalachsen-'ßetätieuneseinrichtung wird sich in seiner erregten unteren Stellung bein die Stabilisierunssarbeitsweise zurück. Dies setzt finden. Dadurch schließt er die Schaltung von der natürlich voraus, daß der Druckknopf 21 von dem 26-Volt-WechselstromquelIe zur Masse durch den Piloten freigegeben worden ist, um in seine normale, 5 Anschlag-Schalter 33 A oder 33 B, den Leiter 102, nicht gedrückte Stellung zurückzukehren. Ein den Kontakt 103/1 und die Wicklung des Relais 105. zweiter "Wee, auf welchem der Pilot eine Kurs- Wenn das Relais 105 so erregt wird, wird der Arm änderung durchführen kann, wenn sich das Fluszeug 105 Λ in seine erregte untere Stellung gezogen, und im Vorwärtsflug befindet, Heat darin: Wenn" das ein 26-VoIt-Wechselstrom wird an den sihkonautomatische Trmmsystem eingeschaltet ist und der io Gesteuerten Gleichrichter 106 angelegt. Wenn das Druckknopf 21 nicht sedrückt "worden ist oder das Signal von dem Roll- oder Längsachsenabgriil des Steuerpedal nicht bewegt wird, kann der Pilot den Lagekreisels 60 genügend groß ist, im vorliegenden zyklischen Knüppel 25 gegen die Wirkung der seit- Falle, wenn die Querneigung größer als 3° ist. wird liehen Zentrierfeder 32 seitwärts bewegen. Dies be- der Gleichrichter 106 leitend, und der 26-VoItwegt die seitliche Zentrierfeder32 aus der Anschlag- 15 Wechselstrom wird durch den Leiter 107, den Leiter Stellung. Die Magnetbremse 23 in der Längs- bzw. 102, den Kontakt 103 A und das Relais 105 fließen Rollachsen-Betätigungseinrichtung wird nicht ein- und somit die Schleife schließen und einen Haliegerückt. weil das automatische Trimmsystem sich in Stromkreis bilden, der sicherstellt, daß das Relais 105 »Ein«-Stelhmg befindet, aber eine Drehung der so lange erregt bleibt, wie die Querneigung 3^C und Weile 26 in der Roll- oder Längsachsen-Betätigungs- 20 die Vorwärtsgeschwindigkeit 40 Knoten überschreitet, einrichtung wird dennoch auf Grund der Tatsache auch wenn die anfängliche Spannung durch die verhindert, daß die Welle 26 durch die Welle 24 und Rückführung der seitlichen Zentrierfeder in ihre die Kupplung 40 mit der Welle 48 verbunden ist und Anschlag-Stellung abgenommen wird (dies ist die in die Welle 48 sich nicht drehen kann, weil sie mit F i g. 2 gezeigte Stellung).

dem Untersetzungsgetriebe 65 und mit dem von der 35 Wenn das Relais 105 erregt wird, wird der Relais-Erregung abgeschalteten Motor 42 verbunden ist. Es kontakt 105 C in dem Vertikalachsenstromkreis von ist ersichtlich, daß die seitliche Bewegung des der linken Kontaktstellung in die rechte Kontaktzyklischen Knüppels 25 durch den Piloten im Ver- stellung bewegt, wie in F i g. 2 gezeigt ist. Dies öffnet gleich mit der Zeit schnell ist, weiche das Servo- einen Stromkreis durch die Kupplungswicklungen system braucht, um die Änderung im Flugzeugkurs 30 45 Y und 57 Y und schließt einen Stromkreis von der wahrzunehmen und die Betätigungseinrichtung in 28-Volt-Gleichstromspeisung durch die Vertikaleiner Richtung zu bewegen, welche bestrebt ist, den achsen-Anschlag-Schalter 33 A Y und 33 B Y in der Knüppel in seine vorherige Stellung zurückzuführen. Anschlag-Stellung (wie in Fig. 2 dargestellt ist), Überdies wird einer der Mikroschalter 33 A und 33 B durch den Magnetbrerasen-Relaiskontakt 121C in in dem Augenblick öffnen, in welchem der zyklische 35 der von der Erregung abgeschalteten linken Kontakt-Knüppel durch den Piloten bewegt wird, und somit stellung, durch den »Ein«-»Aus«-Schaltarm 20 Y in die Servoschleife zu dem Motor öffnen. Somit wird der Einstellung, den Kontakt 105 C in der rechten der Motor 42 von der Erregung abgeschaltet, wie Kontaktstellung und durch die Wicklung 22? der oben beschrieben ist, und das Gehäuse 35 der Magnetbremse des Vertikalachsensystems. Eine Ab-Zentrierfeder 32 wird gegen jede Bewegung verriegelt 40 !schaltung der Wicklungen 45 Y und 57 Y der Kuppgehalten. Wenn somit der Pilot den zyklischen lung bzw. der Duplexkupplung in dem Vertikal-Knüppel seitwärts bewegt, ohne den Druckknopf 21 achsensystem von der Erregung nimmt die Vertikalzu drücken, wird die seitliche Feder 32 aus der An- achsen-Betätigungseinrichtung aus der Stabilisierungsschlag-Stellung bewegt. arbeitsweise und bringt sie in die Synchronisierungs-

Um zu erläutern, was geschieht, wenn die seit- 45 arbeitsweise. Die Vertikalachsen-Zentrierfeder 32 beuche Feder 32 aus der Anschlag-Stellung bewegt findet sich in der Vertikalachsen-Anschlag-Stellung, wird, ist es wiederum nützlich, auf die schema- weil das Ruderpedal nicht bewegt worden ist. Somit tische elektrische Schaltung gemäß F i g. 2 Bezug zu bleibt der Stromkreis von der die Fehlerspannung nehmen. erzeugenden Rotorwicklung 71 des Steuertransforma-

Aus Fig. 2 ist ersichtlich, daß dann, wenn die so tors 70 des Vertikalachsenstromkreises durch den seitliche Zentrierfeder aus der Anschlag-Stellung be- Verstärker 63 und den Motor 42 geschlossen, und wegt wird, wie gerade beschrieben ist, einer der die Rotorwicklung 71 folgt (durch die Ritzel und Mikroschalter 33 A oder 33 B betätigt wird und den Zahnräder 64,66, 67, 69,73 und 74) den Änderun-RoII- oder Längsachsen-Verstärker und Motor- gen im Kurs des Flugzeuges, wie sie durch den Kursstromkreis 63, 42 öffnet und den 26-Volt-Wechsel- 55 kreisel 60 aufgenommen werden,
strom an die Leitung 102 anschließt. Wenn der Hub- Die Einrückung der Bremse 23 an der Welle 24 schrauber sich im Gleitflug oder Langsamflug be- der Vertikalachse bei Bewegung des zyklischen findet, der willkürlich als Bewegung mit einer Vor- Knüppels zur Seite, um die seitliche Zentrierfeder wärtsgcschwindigkeit mit weniger als 40 Knoten de- aus dem Anschlag zu bewegen, dient dazu, das finiert ist, wird der silikongesteutrtc Gleichrichter 60 Ruderpedal in der Trimmstellung zu halten. Wenn 108 in dem Fluggeschwindigkeits-Meßsystem sich in die Bremse nicht an die Welle 24 der Vertikalachse nichtleitendem Zustand befinden. Das Relais 103 angelegt würde, wie gerade beschrieben worden ist, wird auch in einem von der Erregung abgeschalteten dann würde, wenn die Kupplung 40, wie oben be-Zustand sein, und der Leiter 102 wird an dem Relais- schrieben worden ist, mit dem Zweck ausgerückt kontakt 103 A offen sein. Wenn sich jedoch der 65 ist, eine Synchronisierung des Vertikalachsensystems Hubschrauber mit einer Vorwärtsfluggeschwindigkeit ohne Korrektur zu ermöglichen, das Ruderpedal frei über 40 Knoten bewegt, wird der silikongesteuerte beweglich sein, und der Pilot würde seine Kurs-Gleichrichter 108 leitend werden. Das Relais 103 trimmung verlieren.

i 302

Es war oben dargelegt worden, daß der silikongesteuerte Gleichrichter 108 leitet, wenn die Fluggeschwindigkeit des Flugzeuges 40 Knoten überschreitet, und daß der silikongesteiierte Gleichrichter 106 leitet, wenn die Rollbeweguna des Flugzeuges 3° überschreitet. Ein silikongesteuerter Gleichrichter ist eine bekannte Gleichrichterform, die im allgemeinen einem üblichen Gleichrichter gleicht, aber abgewandelt ist. um einen Stromdurchgang in der Vorwärtsrichtung zu sperren, bis ein !deines Signal an die Torleitung 108 G oder 106G in Fig. 2 angelegt wird, wie im folgenden beschrieben wird Nachdem das Toi-signal angelegt worden ist, leitet der silikongesteuerte Gleichrichter in der Vorwärtsrichtung mit einer Vorwärtscharakteristik, die der eines üblichen Gleichrichters sehr ähnlich ist.

In F i g. 2 ist ein Fluggeschwindigkeitsgeber 201 zum Anzeigen der Vorwärtsgeschwindigkeit des Hubschraubers durch die Luft vorgesehen. Der Fluggeschv-indigkeitsgeber 201 ist eine bekannte Ausführungsform eines Druckgebers. Ein 400-Hz-Bezugstrom wird von einer 26-VoIt-Wechselstromquelle an die Primärwicklung des Transformators 201Γ anjiele-M. der zur Erregung des Fluggeschwindigkeitsgebers 201 dient. Eine Signalspannung wird an der Brückenschaltuna 201 B des Gebers entwickelt. Ein Signal wird an dem Punkt A abgenommen. Dieses Signal ist eine Funktion der Fluggeschwindigkeit des Flugzeuges, wie sie durch den Druckgeber aufgenommen wird. Dieses Signal wird an den Fluggeschwindigkeits-Schwellenwert-Vorverstärker 208 ungelegt, das Ausgangssignal desselben der Torleitung 108 G des silikongesteuerten Gleichrichters 108 zugeführt. Die Schaltungswerte sind so gewählt, daß das Ausgangssignal von dem Vorverstärker 208 nicht ausreicht, um den Gleichrichter 108 zu zünden, es sei denn, daß die Fluggeschwindigkeit des Flugzeuges über etwa 40 Knoten beträgt.

In F i g. 2 ist ein Rollbewegungs-Schwciienwert-Vorverstärker 209 für die Eingangsschaltung vorgesehen, von welcher ein Signal von dem Rollachsenabgriff des Lagekreisels angelegt wird. Dieses Signal wird, wenn nötit, verstärkt und der Torleitung 106 G des silikongestcuerten Gleichrichters 106 zugeführt. Die Schaltungswerte sind so gewählt, daß das Aus-· gangtsignal von der Einheit 209 nicht ausreicht, um den Gleichrichter 106 zu zünden, es «ei denn, daß die Rollbewegung des Flugzeuges etwa 3° überschreitet.

Ein dritter Weg, auf welchem eine Kursänderung gemacht werden kann (und wie vorstehend angegeben, sind alle Kursänderungen bleibend), liegt darin, daß der Pilot das Ruderpedal während eines Schwebe- oder Langsamfluges aus dem Anschlag bewegt. Wie vorher angegeben worden ist, wird in dem vorliegenden automatischen Trimmsystem als Langsamflug willkürlich ein solcher bezeichnet, dessen Vorwärtsgeschwindigkeit geringer als 40 Knoten ist. Es wird angenommen, daß der Pilot das Flugzeug im Schwebeflug oder Langsamflug mit dem automatischen Trimmsystem in der Schaltstellung »Ein« fliegt. Die Zentrierfeder 32 der Vertikalachse befindet sich in der Anschlag-Stellung, und ihr Gehäuse 35 ist durch die Zahnrad- und Wellenverbindungen zurück zu dem Untersetzungsgetriebe 65 und dem Motor 42 gegen Bewegung verriegelt. Die Kupplung 40 ist eingerückt. Wenn der Pilot das Ruderpedal beweet. wird die Zentrierfeder 32 der Vertikalachse somit aus der Anschlag-Stellung herausbewegt. Geschieht dies, wird einer der Schalter 33 Λ Υ oder 33BY, in Fig. 2 gezeigt, in seine außerhalb des Anschlages befindliche Stellung bewegt, wodurch die 28-Volt-GIeichstromquelle an die Leitung 110 angelegt wird und Strom durch die Wicklung 22 Y der Bremse 23 des Vertikalachsensystems gelangt. Die Wicklungen 45 Y und 57 Y der Kupplung und die Duplexkupplungen 40 bzw. 50 des Vertikalachsensystems sind nicht langer erregt, weil die Verbindung zr der 28-Volt-Gleichstromquelle unterbrochen wird, wenn die Vertikalachsen-Zentrierfedei aus der Anschlag-Stellung herausbewegt wird. Somit ist die Kupplung 40 nicht länger eingerückt, während die Duplexkupplung 50 sich in dem Zustand befindet, in welchem die Welle 55 unmittelbar mit der Welle 56 der Rotorwicklung 71 verbunden ist. Somit befindet sich die Vertikalachsen-Betätigungseinrichtung in der Synchronjsierungsarbeitsweise. In dem Vertikalachsen-Betätigungssystem öffnet sich bei Bewegung der Zentrierfeder 32 aus der Anschlag-Stellung nicht die Rückkopplungsschaltung von der das Fehlersignal erzeugenden Rotorwicklung 71 zu dem Servomotor 42 (wie es in den Roll- und Nickachsen-Betätigungssystemen geschieht), und entsprechend geht das Vertikalachsen-Betätigungssystem bei einer Bewegung des Ruderpedals zur Änderung des Kurses des Flugzeuges während eines Schwebefluges oder eines Langsamfluges in die Sychronisation, um der Änderung zu folgen, wie oben beschrieben worden ist. Das automatische Trimmsystem liefert auch eine Höhenkorrektur. Wie in F i g. 2 gezeigt ist, ist ein Höhendruckgeber 200 zur Aufnahme der Abweichung des Flugzeuges von der gewünschten Höhe vorgesehen. Wenn das Flugzeug die erwünschte Höhe erreicht, drückt der Pilot einen Druckknopf zur Betätigung eines Magnetventils, um eine der beiden Druckkammern des Höhendruckgebers 200 von der Umgebung abzuschließen. Dies schafft einen Bezugsdruck in der verschlossenen Kammer. Das Instrument wird durch einen 400-Hz-Bezugstrom von einer 26-Volt-Wechselstromquelle über einen Transformator 200 T erregt, und an der Stelle B wird ein •^cpannungssignal entwickelt, dessen Polarität und Größe der Richtung und dem Ausmaß der Abweichung des wahrgenommenen Druckes von dem Bezugsdruck entsprechen. Dieses Signal wird in dem Verstärker 202 verstärkt und dann in dem Demodulator 203 demoduliert. Die aufgenommene Welle wird in der Wellenformungsschaltung 210 geformt und dann mit einer 400-Hz-Bezugswelle dem Modulator 204 zugeführt. Das Ausgangssignal des Modulators 204 wird an den Höhensteuerungsvorverstärker 207 angelegt. Das Gegentaktausgangssignal desselben wird in dem Demodulator 217 demoduliert und dann durch den emittergeschalteten Transistorstromkreis 217 E an entgegengesetzte Enden der mit dem Mittelabgriff versehenen Wicklung des Drehmomentmotors 205 der kollektiven hydraulischen Differential-Blatteinstellungsbetätigungseinrichtung220 zugeführt, die im Blockschaubild in Fig. 2 gezeigt ist. Jedoch kann, wie vorher angegeben worden ist, die in dem Höhensystem verwendete Betätigungseinrichtung vom elektromechanischen Typ sein, wie in F i g. 1 gezeigt ist und in den Querachsen-, Längsachsen- und Vertikalachsensysternen verwendet wird. Die kollektive hydraulische Differential-Blatteinstcllungsbetätigungseinrichtung 220 wird

Dabei wird der Schleifarm eines Rückkopplungspotentiümeters 206 in einer entsprechenden Weise beweet und ein proportionales Rückkop^lungssignal

_.._o zu dem Eingang des Höhensteuerungsvorverstärkers

so. daß die Flugzeughöhe zunimmt oder abnimmt. 5 207 zurückgeführt und ein Regelkreis hergestellt.

in der einen oder anderen zweier entgegengesetzter
Richtungen entsprechend dem Stromfluß durch die
mit einem Mittelabgriff versehene Wicklung des
Drehmomentmotors 205 angetrieben und veranlaßt

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Automatische Trimmeinrichtung für vertikal startende und landende Flugzeuge, insbesondere Hubschrauber, bei der jedes der Steuerorgane für die Längs-, Quer- und Hochachse über eine Getriebeanordnung mit einem Servomotor verbunden ist, welcher jeweils von einem auf die to Lage der zugeordneten Achse ansprechenden Kreisel abgegebenen, über einen Verstärker geleiteten Fehlersignal in eine entsprechende Drehbewegung versetzt wird, um die zugeordneten Steuerorgane zu betätigen und die Abweichung Zu korrigieren, dadurchgekennzeichnet, daß die von den der Längs-, Quer- und Hochachse zugeordneten Kreiseln (60) abgegebenen Fehlersignale unabhängig vom Betriebszustand der automatischen Trimmeinrichtung im Rotor (71) eines Drehmelders induziert werden, dessen Ausgangssignal über den Verstärker (63) den der entsprechenden Achse zugeordneten Servomotor (42) erregt, dessen Ausgangswelle (48) in Triebverbindung mit der Welle (56) des Rotors (71) Steht und diesen dreht, bis die Abweichung aufgehoben ist, und daß beim Einschalten der automatischen Trimmeinrichtung ..'ie Ausgangswelle (48) eines jeden Servomotors '42) durch eine Kupplung (40) mit einem Getrieoe (24,26 bis 31) Verbunden wird, welches bei ausgeschalteter automatischer Trimmeinrichtung durch eine Bremse (23) blockiert und welches das mit dem jeweiligen Steuerorgan verbundene Steuergestänge (36, 38) betätigt, und daß jedes der Steuergestänge eine Vorrichtung (35) aufweist, die eine manuelle Betätigung des entsprechenden Steuerorgans unabhängig von dem Betriebszustand der automatischen Trimmeinrichtung gestattet und das Steuerorgan nach Beendigung des manuellen Eingriffs automatisch in seine Ausgangsstellung fcurückbewegt.

2. Trimmeinrichtung nach Anspruch 1. dadurch gekennzeichnet, daß in der Triebverbindung zwischen dem Servomotor (42) und dem Rotor (71) eine parallel zur ersten Kupplung (40) geschaltete elektromagnetische Duplexkupplung (50) vorgesehen ist, die im nichterregten Zustand eine erste Untersetzungsstufe (64,66) und im erreg'en Zustand eine zweite größere Ut.tereetzungsstufe (64, 66, 67, 69, 73, 74) mit der Rotorwelle (56) kuppelt.

3. Trimmeinrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß ein erster, in der Hauptstromzuführung angeordneter, manuell betätigbarer Schalter (20) bei ausgeschaltetem Zustand die Bremsen (23) erregt und die Kupplungen (40, 50) nicht und umgekehrt bei eingeschaltetem Zustand und daß die Stromzufuhr zu den der Längs- und der Querachse zugeordneten, sich im eingeschalteten Zustand befindenden Trimmeinrichtungen durch einen zweiten, manuell betätigbaren Schalter (21) unterbrechbar ist, so daß die Kupplungen (40, 50) nicht erregt werden.

4. Trimmeinrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung (35) ein mit der Ausgangswelle (26) lies Getriebes (27 bis 31) gelenkig verbundenes Gehäuse mit Stirnwänden (23SA, 235 B) aufweist, welche von einer gelenkig mit dem Steuerorgan verbundenen Stange (38) durchsetzt sind, und daß innerhalb des Gehäuses zwei auf der Stange (38) beweglich angeordnete Widerlager (132 A, 132 B) vorgesehen sind, die durch eine die Stange (38) umgebende Druckfeder (32) normalerweise in Anlage an die Stirnwände (235 A, 235 B) und an in entsprechendem Abstand angeordnete Schultern (138 A, 13SB) der Stange (38) gedruckt werden, um eine Zentriervorrichtung für das Steuerorgan zu bilden.

5. Trimmeinrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß jedem Widerlager (132/1, 132 B) ein Mikroschalter (33 A, 33 B) zugeordnet ist, von denen jeweils einer bei einer entsprechenden manuellen Betätigung und Bewegung eines der Widerlager (132 Λ, 132 5) des Steuerorgans geöffnet wird, und daß die Mikroschalter(33/1, 33 ß) der der Längs- und der Querachse zugeordneten Trimmeinrichtungen in Reihe in eine vom Verstärker (63) zum Servomotor (42) führende Schleife (34) geschaltet sind, die beim Ausschalten kurzgeschlossen wird, während die Mikroschalter (33 A Y, 33 B Y) der der Hochachse zugeordneten Trimmeinrichtung bei einer Kursänderung die Kupplungen (40, 50) nicht erregen und die Bremse (23) erregen.

6. Trimmeinrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß ein Fluggeschwindigkeitsgeber mit einer Schalteinrichtung (108) gekoppelt ist, die beim Oberoder Unterschreiten der vorangestellten Fluggeschwindigkeit leitend bzw. nichtleitend wird, und daß die Schalteinrichtung (108) und eine durch die Rollwinkeländerung des Flugzeuges ebenfalls leitend oder nichtleitend werdende Schalteinrichtung (106) in einem Haltestromkreis liegen, der entweder beim Betätigen des zweiten Handschalters (21) an eine erste Stromquelle oder bei Nichtbetätigung des zweiten Handschalters (21), sondern durch Seitwärtsbetätigung des Steuerknüppels (25) an eine zweite Stromquelle anschließbar ist und der so lange erregt bleibt, bis das Signal, das entweder dem Rollwinkel des Flugzeuges oder der Fluggeschwindigkeit entspricht, unter den voreingestellten Wert vermindert ist.

7. Trimmeinrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Trimmung um die Hochachse in Synchronisierungsbetriebsweise arbeitet, wenn die Schalteinrichtung (106, 108) leitend ist, und in Stabilisiemngsbetriebs'/eisc, wenn die Schalteinrichtung nichtleitend ist.