Flugzeugsteueranlage mit zwei >Einrichtungen zur automatischen Dämpfung von Schwingungen des Flugzeuges Die Erfindung betrifft eine Flugzeugsteueranlage mit<I>zwei</I> Einrichtungen zur automatischen Dämpfung von.
Schwingungen des Flugzeuges, welche Einrich- tungen, den manuell oder selbsttätig erzeugten Steuer signalen, beim Überschreiten der normalen Schwin- gungsfrequenz der Flugzeugbewegungen je um die Längs- und um die Querachse Korrektursignale überlagern.
Hochleistungsflugzeuge neigen infolge ihrer gros sen Geschwindigkeit und ihrer Formgebung bekannt- lich zu Schwingungen um eine oder mehrere ihrer Achsen, wenn sie durch Störungen, beispielsweise Böen, vorübergehend aus ihrem normalen Kurs ab gelenkt werden.
Insbesondere bei kleineren Typen besitzen diese Schwingungen eine höhere Frequenz als die durch normale Steuervorgänge verursachten Bewegungen. Ein Ausgleich der Schwingungen durch die Handsteuerung oder die Flugregelanlage ist we gen der Reaktionszeit bzw. der Trägheit der Ein richtungen meist nicht möglich ; ein entsprechendes Gegensteuern führt ausserdem zur Verstärkung und zum Aufschaukeln der Schwingungen.
Es werden daher im allgemeinen automatische Dämpfungs:einrichtungen verwendet, die entweder der automatischen Flugzeugsteuereinrichtung Korrek tursignale zur Dämpfung der Schwingungen liefern oder manuell auf die Ruderflächen einwirken, so dass eine Dämpfung der Schwingungen erreicht wird.
Als Fühleinrichtung zur Feststellung der Schwingungen werden im allgemeinen gefesselte Kreisel verwendet, welche die Winkelgeschwindigkeit des Flugzeugs um eine der Flugzeugachsen feststellen, wobei der Krei sel ein Signal erzeugt, das proportional der Winkel geschwindigkeit der Schwingungen des Flugzeuges um die betreffende Achse ist.
Dieses Signal wird der Flugregelanlage oder der manuellen Betätigungsein- richtung der Dämpfungsanlage zugeführt, wodurch die zum Dämpfen der Schwingungen erforderlichen Korrekturen auf die entsprechende Ruderfläche über tragen werden.
Da der Kreisel sehr schnell> an spricht, d. h. die Bewegungen des Flugzeuges um seine Achse beinahe gleichzeitig mit dem Auftreten der Bewegung feststellt, kann die erforderliche Be wegung der Ruderfläche bereits zu Beginn der Stö rung erreicht werden.
Dadurch werden dei Ampli tude der Schwingungen des Flugzeuges sowie die Dauer der Schwingungen beträchtlich herabgesetzt.
Ein Nachteil des gefesselten Kreisels besteht je doch darin, dass er sowohl bei den hochfrequenten Schwingungen als auch bei den durch normale Steuervorgänge hervorgerufenen Zustandsänderungen des Flugzeugs, die mit geringerer Frequenz erfol gen, anspricht.
Um zu vermeiden, dass die Dämp- fungseinnchtung auch diesen gewollten stationären Zustandsänderungen entgegenwirkt, muss eine be sondere Ausgleichseinrichtung vorgesehen werden, welche die bei normalen Steuervorgängen auftreten den und durch stationäre Zustandsänderungen her vorgerufenen Signale des Kreisels aufhebt,
während sie die durch eine Störung verursachten Einschwing- signale des Kreisels durchlässt.
Die bisher bekannten Dämpfungsanlagen für die sen Zweck erfüllen im allgemeinen die gestellten An forderungen in zufriedenstellender Weise, jedoch ha ben diese Anlagen ein beträchtliches Gewicht und sind auch durch den komplizierten Aufbau einer grösseren Störanfälligkeit unterworfen.
Das Ziel der Erfindung liegt daher in der Schaf- fung einer Flugzeugsteueranlage, bei der die zur Er zeugung der Korrektursignale dienende Dämpfungs- einrichtung vereinfacht ist,
ein erheblich geringeres Gewicht als die bisher dafür verwendeten. Einrich- tungen aufweist sowie eine grössere Betriebssicher heit gewährleistet.
Dies wird erfindungsgemäss dadurch erreicht, dass zur Erzeugung der Korrektursignale bei jeder zur automatischen Dämpfung dienenden Einrichtung ein Winkelbeschlzunigungsmesser vorhanden ist, auf dessen beschleunigungsempfindliches Organ eine Dämpfung und eine Rückstellkraft einwirken, die so bemessen sind, dass die vom Winkelbeschleunigungs- messer abgegebenen Signale bei hochfrequenten Schwingungen der Winkelgeschwindigkeit und bei niederfrequenten Schwingungen,
der Beschleunigung proportional sind.
Zwei Ausführungsbeispiele der Dämpfungsein- richtung sind in der Zeichnung dargestellt. Darin zeigen Fig. 1 ein Blockschema einer Flugzeugsteuerung mit der Dämpfungseinrichtung ; Fig. 2 ein Blockschema einer anderen Ausfüh rungsform der Flugzeugsteuerung mit Dämpfungs- einrichtung, und Fig. 3 einen Schnitt durch eine Ausführungsform des bei der Dämfungseinrichtung verwendeten Win- kelbeschleunigungsmessers.
Die Flugzeugsteuereinrichtung nach Fig. 1 ent hält in bekannter Weise eine kraftbetriebene Ruder- betätigungseinrichtung 10 zur Verstellung einer Ru derfläche 12, wobei die Kraftbetätigungseinrichtung 10 durch eine Steuervorrichtung 14 entsprechend der Bewegung eines Gestänges 16, 18 gesteuert wird. Die Betätigungseinrichtung 10 und die Steuereinrichtung 14 werden bei dem dargestellten Beispiel hydraulisch betrieben.
Das Gestänge 16 ist in der Mitte des He bels 18 angelenkt, und das, eine Ende des Hebels 18 ist bei 19 gelenkig mit dem einen Ende einer Stange 20 verbunden. Die Stange 20 wird entweder durch den um einen Drehpunkt 22 schwenkbaren Steuer knüppel 21 oder durch eine automatische Steuerein richtung 23 bewegt. Die Steuereinrichtung 23 liefert Steuersignale, die einer Servobetätigungseinrichtung 24 zugeführt werden.
Die Einrichtung 24 treibt ein Getriebe 25, das de Stange 20 durch Verschiebung der Stange 26 bewegt.
Dieser manuell und automatisch betätigbaren Steuerung werden Korrektursignale überlagert, die unerwünschte Schwingungen des Flugzeugs verhin dern oder dämpfen. Hierfür dient eine Dämpfungs- einrichtung 27. Die Dämpfungseinrichtung 27 stellt die Schwingbewegung des Flugzeugs fest und erzeugt ein Signal, das proportional zu einer Bewegungs- grösse des Flugzeugs ist.
Das Signal wird einer Dämpfungsservobetä bwngseinrichtung 28 zugeführt, die gelenkig mit dem anderen Ende des Hebels 18 am Punkt 29 verbunden ist.
Die Einrichtung 28 be tätigt den Hebel 18 und das Gestänge 16 in Abhän gigkeit von. den Signalen, die von der Dämpfungs- einrichtung 27 erzeugt werden, wodurch die Ruder fläche 12 in beiden Richtungen betätigbar ist und die Schwingungen des Flugzeugs korrigiert oder dämpft.
Die Dämpfungseinriahtung 27 arbeitet zur Erzeugung der gewünschten Dämpfung des Flug- zeugs unabhängig von der automatischen Steuerungs anlage. Hätte die Dämpfungs@einrichtung eine fre- quenzunabhängige Arbeitsweise, würde sie allerdings auch allen Schwingungen entgegenwirken, die sie bei einer Drehbewegung des Flugzeugs feststellt, die durch den Steuerknüppel 21. oder durch die selbst tätige Flugzeugsteuerung über das Gestänge 16 her vorgerufen wird.
Zur Vermeidung dieser unerwünschten Wirkung wird für die Dämpfungseinriehtung 27 ein Winkel beschleunigungsmesser verwendet, dessen dynami sche Ansprechkurve diesem Zweck angepasst ist.
Die Achse des Winkelbeschleunigungsmessers ist parallel zu der in Betracht kommenden Drehbewegungsachse des Flugzeugs angeordnet. Für gewöhnlich sollte der Winkelbesohleunigungsmesser ein Signal erzeugen, das stets proportional zur Winkelbeschleunigung des Flugzeugs um die betreffende Achse ist.
Es hat sich aber herausgestellt, dass die dynamische Ansprech- kurve eines Winkelbeschleunigungsmessers verändert wird, wenn er mit Dämpfungsmitteln versehen ist, die so bemessen sind,
dass die Bewegung des be- schleunigungsempfindlichen Organs des Winkelbe schleunigungsmessers über den kritischen Dämp- fungspunkt (aperiodischen Grenzfall) hinaus ge dämpft ist.
Diese überkritische Dämpfung des Winkelbe schleunigungsmessers hat zur Folge, dass sein be schleunigungsempfindliches Organ den Schwingun gen, deren Frequenz über der Eigenfrequenz des be schleunigungsempfindlichen Organs liegt, nicht fol gen kann.
Das erzeugte Signal ist daher bei solchen hochfrequenten Schwingungen nicht der Winkelbe schleunigung, sondern der Winkelgeschwindigkeit der Schwingungen des Flugzeugs proportional. Bei hochfrequenten: Schwingungen des Flugzeugs wirkt also der überkritisch gedämpfte Wi;nkel- beschleunigungsmesser wie ein Geschwindigkeits kreise], denn er erzeugt ein Signal, das der Winkelgeschwindigkeit proportional ist.
Dagegen ist der Beschleunigungsmesser bei niedrigen Frequen zen noch in der Lage, den Winkelbeschleunigungen des Flugzeugs zu folgen, und wird daher, ebenso wie ein normaler Winkelbeschleun igungamesser bei nie- deren Frequenzen, ein Signal erzeugen, das der Be schleunigung des Flugzeuges proportional ist.
Da die automatische Dämpfungseinrichtung nur die hochfrequenten Schwingungen korrigieren soll, eignet sich der überkritisch gedämpfte Winkelbe schleunigungsmesser zur Erzeugung der erforder- lichen Korrektursignale.
Die durch normale Steuer vorgänge .hervorgerufenen Schwingungen des Flug zeugs haben nur eine niedrige Frequenz, so dass die vom Winkelbeschleunigungsmesser abgegebenen Kor rektursignale so klein sind, dass. sie den Bewegungs ablauf praktisch nicht beeinflussen. Es ist daher nicht notwendig, bei einer Dämpfungseinrichtung, die mit einem überkritisch gedämpften Winkelbe- schleunigungsmesser ausgestattet ist,
die sonst übli che Ausgleichseinrichtung vorzusehen. Fig. 2 zeigt die Anwendung des überkritisch ge dämpften Winkelbeschleunigungsmessers als Dämp- fungseinrichtung bei einer rein automatischen Flug zeugsteuereinrichtung.
Die automatische Flugzeug steuerungseinrichtung enthält eine Servobetätigungs- einrichtung 30, die von einem Servoverstärker 32 in Abhängigkeit von einem Steuersignal betätigt wird.
Das Steuersignal wird von einer automatischen Flug- regelainrichtung, beispielsweise einem Kreisel, ge liefert, wodurch beispielsweise die. Höhenruderfläche 12a eines Flugzeugs über ein. mechanisches Gestänge 34 von der Servobetätigungseinrichtung 30 verstellt wird.
Wenn die Servobetätigungseinrichtung 30 das Höhenruder 12a über das mechanische Gestänge 34 bewegt, betreibt sie gleichzeitig über ein mechani sches Gestänge 34a die Servostellungsrückkopplung 36, die dem Servoverstärker 32 den erforderlichen Nachlauf erteilt. Dadurch ist die Regelschleife für die normalen Steuerbewegungen geschlossen,
so dass die von der Dämpfungseinrichtung 27 erzeugten Korrektursignale direkt dem Servoverstärker 32 zu geführt werden und die bei der Anordnung nach Fig. 1 erforderliche Dämpfungss.ervobetätigungsein- richtung 28 entfällt. Die Regelschleife für die Dämp- fungseinrichtung ist bei 38 geschlossen.
In Fig. 3 ist im Schnitt ein Winkelbeschleuni- gungsmesser dargestellt, der sich für diesen Anwen- dungszweck besonders eignet. Der Winkelbeschleu- nigungsmesse,r enthält ein Trägheitsglied 40, das drehbar in einem Gehäuse 42 gelagert ist und bei spielsweise aus einem äusseren ringförmigen hohlen Abschnitt 44, der von einem massiven, scheiben artigen Teil 46 umgeben ist,
besteht. Das Gehäuse 42 besitzt zylindrische Gestalt und isst mit einem ab nehmbaren Deckel 48 versehen. Das Trägheitsglied 40 ist im Inneren des Gehäuses 42 drehbar um eine Achse x-x gelagert, die in der betreffenden Flug zeugachse liegt. Das Trägheits.glied 40 ist fest auf einer Welle 50 angebracht, die durch den scheiben artigen Abschnitt 46 geführt ist,
und kann auf dieser Welle in beliebiger Weise, beispielsweise durch einen Keil 52, befestigt sein. Die Welle 50 ist im Gehäuse 52 in den Lagern 54 drehbar gelagert. Der Raum im Gehäuse 42 rings um das Trägheitsglied 40 ist mit einer Dämpfungsflüssigkeit 56 ausgefüllt.
Als Dämp- fungsflüssigkeit 56 wird vorzugsweise Silikonöl ver wendet, das die Bewegungen des Trägheitsglieds 40 dämpft und gleichzeitig einen Auftrieb des Trägheits- glieds erzeugt, so dass die Belastung der Lager 54 verringert oder beseitigt wird.
Bei entsprechender Bemessung des Trägheitsglieds in bezug auf die Dämpfungsflüssigkeit 56 kann erreicht werden, dass das Trägheitsglied im Gehäuse 42 gerade im Schwe bezustand ist, so dass die Lager 54 nicht belastet sind.
Dieser Schwebezustand erhöht bekanntlich die Empfindlichkeit und die Genauigkeit des Trägheits- glieds. 40 beträchtlich. Ausserdem kann die Ausfüh rung so getroffen sein, dass der Drehpunkt, das Me- tazentrum und der Schwerpunkt des Trägheitsglieds 40 zusammenfallen.
Im abnehmbaren Deckel 48 ist eine Einfüllöffnung 58 angebracht, durch welche die Dämpfungsflüssigkeit 56 in das Gehäuse 42 einge fällt werden kann.
Zur Feststellung der Relativbewegung zwischen dem Trägheitsglied 40 und dem Gehäuse 42 ist eine Abtasteinrichtung vorgesehen, die sich bei dem dar gestellten Beispiel als Differentialübertrager mit einem Rotor 60, der fest auf der Welle 50 ange bracht ist und sich mit dieser gemeinsam dreht, dar- stellt sowie einen Stator 62 aufweist,
der an einer Seite des Gehäuses 42 durch Stützen 64 befestigt ist. Die Erregung des Stators 62 geschieht über die Lei tungen 66, die mit einer Wechsielstromquelle veTbun- den sind. Die Leitungen 66 werden in das. Ge häuse 42 über eine Abdichtung 68 eingeführt. Das von der Abtas:
teinrichtung .erzeugte Signal wird vom Stator 62 über die Leitungen 70 abgenommen, die über eine weitere Dichtung 68 durch die Seitenwand des Gehäuses 42 nach aussen geführt sind.
Auf das Trägheitsglied 40 wird durch eine Spiral feder 72 eine Rücksitellkraft ausgeübt, wobei durch die Federkraft der Feder 72 das Trägheitsglied 40 in seiner Mittelstellung gegenüber dem Gehäuse 42 gehalten wird. Zu diesem Zweck ist das eine Ende der Spiralfeder 72 mit dem Gehäuse 42 über einen Ausleger 74 verbunden, während das andere Ende der Feder an der Welle 50 befestigt ist.
Gegebenen falls könnte die Rückstellkraft auch auf elektrischem Weg erzeugt werden, wobei das Rückstellmoment des Differentialübertragers ausgenützt wird.
Die Eigenfrequenz des Trägheitsglieds im unge- dämpften Zustand und sein Dämpfungsfaktor wer den so gewählt, dass, der Winkelbeschleunigungsmes- ser bei der hohen Eigenfrequenz des Flugzeugs ein Ausgangssignal liefert, das demjenigen eines Ge- schwindigkeitskreisels entspricht.
Wie bereits darge legt, muss zu diesem Zweck das Trägheitsglied über kritisch gedämpft und die Eigenfrenquenz des Träg heitsglieds so bemessen werden, dass sie unter der Frequenz der zu dämpfenden hochfrequenten Schwin gungen liegt.
Die überkritische Dämpfung des Win- kelbeschleunigungsmessers kann durch Erhöhung der Viskosität der Dämpfungsflüssigkeit erreicht werden. Die Eigenfrequenz des Trägheitsglieds im unge- dämpften Zustand kann durch die Feder verändert werden, mit der das. Trägheitsglied und das Gehäuse des Beschleunigungsmessers in. Verbindung stehen.
Wenn für einen bestimmten Flugzustand der Wir kungsbereich der Dämpfungseinrichtung verändert werden muss, kann dies während des Fluges ent weder dadurch geschehen, dass der Dämpfungsfak- tor des überkritisch gedämpften Beschleunigungs messers durch Veränderung der Temperatur der Dämpfungsflüssigkeit verändert wird, oder dadurch,
dass die Eigenfrenquenz des Trägheitsgliedes durch Veränderung der Federkraft verändert wird.
Die Wirkungsweise des in Fig. 3RTIID="0003.0214" WI="19" HE="4" LX="1708" LY="2454"> dargestellten; Winkelbeschleunigungsmessers wird an Hand der in Fig. 2 dargestellten Flugzeugregelanlage beschrieben. Es sei angenommen,
dass der überkritisch gedämpfte Winkelbeschleunigungsmesser 27 mit seiner Achse x-x parallel zur Querachse des Flugzeugs ange- bracht ist. Eine weitere gleiche Dämpfungseinrieh- tung ist bezüglich der Flugzeuglängsachse vorhan den.
Wenn das Flugzeug im Geradeausflug plötzlich eine Längs.neigungsbewegung macht, so wird diese Drehbewegung um die Querachse durch den über kritisch gedämpften Winkelbeschleunigungsmesser festgestellt. Bei dieser Längsneigungsbewegung des Flugzeugs folgt das Gehäuse 42 des Beschleuni gungsmessers 27, das fest mit dem Flugzeug verbun den ist, dieser Bewegung.
Das Trägheitsglied 40 ver sucht dann, die Lage beizubehalten, die es vor der Längsneigung des Flugzeugs innehatte. Infolge der überkritischen Dämpfung des Trägheitsglieds werden jedoch die vom Trägheits.glied festgestellten Be schleunigungsbewegungen des Flugzeugs integriert,
so dass die Relativbewegung zwischen dem Gehäuse und dem Trägheitsglied proportional der Geschwin digkeit der Drehbewegung um die Querachse erfolgt. Das von der Abtasteinrichtung im Winkelbeschleuni- gungsmesser erzeugte Signal, das der Geschwindig keit der Längsneigung proportional ist, wird dem Servoverstärker 32 zugeführt, der seinerseits die Servobetätigungseinrichtung 30 erregt,
um das Hö henruder 12a über das mechanische Gestänge 34 nach oben zu bewegen, so dass der Längsneigung des Flugzeugs entgegengewirkt wird. Wenn das Flugzeug auf die Bewegung des Höhenruders 12a anspricht, so dass die Nase des Flugzeugs angehoben wird, stellt der überkritisch gedämpfte Winkelbeschleunigungs- messer die Geschwindigkeit dieser Bewegung in der zuvor geschilderten Weise ebenfalls.
fest, so dass ein Signal erzeugt wird, das dieser Bewegung proportio nal ist. Die Polarität dieses Signals ist umgekehrt, da die festgestellte Bewegung in der entgegengesetz ten Richtung stattfindet. Dieses Signal wird gleich falls dem Servoverstärker 32 zugeführt, so dass die Servobetätigungseinrichtung 30 betätigt wird, um das Höhenruder 12a :nach unten: zu bewegen und da durch die Fluglage wiederherzustellen.
Bei Verwendung des überkritisch gedämpften Winkelbeschleunigungsmessers wird demnach die Fluglage ohne störende Schwingungen ausgeglichen werden.