CH630575A5

CH630575A5 - Hubschrauber.

Info

Publication number: CH630575A5
Application number: CH237478A
Authority: CH
Inventors: Raymond Gordon Jun Johnson; Louis Saxon Cotton; David John Verzella
Original assignee: United Technologies Corp
Priority date: 1977-03-08
Filing date: 1978-03-06
Publication date: 1982-06-30
Also published as: NO780718L; DE2808791C2; FR2383475B1; DE2808791A1; NL7802465A; JPH026679B2; GB1570051A; DK93878A; IT7820945A0; FR2383475A1; NO145462C; CA1091213A; AU3382078A; EG14278A; IL54158A; BE864495A; JPS53112000A; AU512187B2; US4103848A; NO145462B

Description

Die Erfindung bezieht sich auf einen Hubschrauber nach dem Oberbegriff des Patentanspruches 1.

Hubschrauber mit einem einzigen Hauptrotor haben einen vertikalen Heckrotor, der verhindert, dass der Hubschrauber im Flug eine Winkelbeschleunigung erhält, deren Richtung zu der Drehrichtung des Hauptrotors entgegengesetzt ist. Solche Hubschrauber sind im allgemeinen mit einem Heckstabilisator versehen, der aus einer einfachen horizontalen Steuerfläche besteht, die für eine aerodynamische Längsneigungs- oder Nickstabilität sorgt, wenn sich der Hubschrauber im Vorwärtsflug befindet. Typischerweise muss der Heckstabilisator sehr hoch an dem Heckpylon angebracht werden, damit die beträchtliche Vertikalkomponente des Hauptrotorabwindes während des Schwebefluges und bei niedrigen Geschwindigkeiten nicht auf die Stabilisatorfläche einwirkt, und typischerweise genügt eine einzige derartige Steuerfläche, die an dem Pylon entgegengesetzt zu dem Heckrotor selbst angebracht werden kann, um eine ausreichende Stabilität zu schaffen.

Es ist bei Hubschraubern bekannt, einen gewissen Grad an Kontrolle über die Position des Stabilisators bereitzustellen, so dass er für eine zusätzliche aerodynamische Kontrolle über die Lage des Hubschraubers im Vorwärtsflug sorgen kann. Ein vollständig manuell gesteuerter Stabilisator ist in der US-PS 2 630 985 beschrieben. Ein Stabilisator, der direkt über den Blattverstellhebel betätigt wird, ist in der US-PS 3 081 052 beschrieben. In einem Verbundhubschrauber werden die Höhenruderabschnitte von feststehenden Stabilisatoren durch einen Knüppel in ähnlicher Weise wie bei einem normalen Starrflügelflugzeug gesteuert, was beispielsweise in der US-PS 3 105 659 beschrieben ist. Die Steuerung eines Stabilisators mit veränderlichem Anstellwinkel entsprechend der zyklischen Blattverstellung eines Hubschraubers ist in der US-PS 3 721 404 beschrieben.

Bei einem normalen Hubschrauber mit einem einzigen Hauptrotor, der einen vertikalen Stabilisierungsheckrotor hat, wird der gesamte Auftrieb für den Hubschrauber über die Hauptrotornabe erzeugt. Da das Heck einen grossen Abstand von der Hauptrotornabe hat, ist jegliches Gewicht in der Nähe des Hecks schwierig anzuheben, wenn es nicht durch ein vergleichbares Gewicht vorderhalb des Hauptrotors ausgeglichen ist. In einigen Fällen kann es erforderlich werden, hinter dem einzigen Hauptrotor eines Hubschraubers Auftrieb zu erzeugen. Eine Lösung besteht darin, den Heckrotor schrägzustellen, so dass eine Komponente seines Luftstromes in Abwärtsrichtung wirkt, wodurch direkt an dem äussersten hinteren Ende des Hubschraubers Auftrieb erzeugt wird. Durch das Schrägstellen des Heckrotors wird jedoch das Erzielen der aerodynamischen Stabilität eines Hubschraubers beträchtlich kompliziert, und zwar sowohl hinsichtlich des Ansprechens des Hubschraubers auf seine eigenen Steuerflächen als auch hinsichtlich des Ansprechens auf äussere Kräfte, wie Luftlöcher, Windböen u.dgl. Wenn die Bemessungsparameter eines Hubschraubers einen sehr stabilen Hochgeschwindigkeitsflug in extrem niedrigen Höhen beinhalten, wie beispielsweise bei einem Kampfhubschrauber, kann ein Paar Stabilisatoren, einer auf jeder Seite des Hecks des Hubschraubers, erwünscht sein. Zusätzlich können Steuereinwirkungen auf den Stabilisator, die ihm gestatten, auf äussere Einwirkungen, wie Luftdichteänderungen, Windböen u.dgl., zu reagieren, erwünscht sein.

Bei jedem Hubschrauber, der höhenruderartige Steuervorrichtungen hat, bezüglich welchen die Vertikalposition des Hecks und/oder die Nicklage (Längsneigung) des Hubschraubers während eines Hochgeschwindigkeitsfluges durch Änderungen des Stabilisatoranstellwinkels sehr schnell geändert werden kann, muss sorgfaltig darauf geachtet werden, dass jegliche Fehler vermieden werden, die sich dadurch er630 575

geben, dass unerwünschte Winkel von nennenswerter Grösse auftreten. Wenn beispielsweise ein Stabilisator irrtümlicherweise einen Steuerbefehl für eine extreme Heckflächentief-stellung empfangen würde, könnte der Hubschrauber seine Nase so schnell nach unten neigen, dass ein unkorrigierbarer Flugzustand erreicht wird, der zum Absturz führen kann.

Die Aufgabe der Erfindung ist daher die Schaffung eines Hubschraubers der eingangs genannten Art mit einer Stabilisator-Steuerung bzw. -regelung, die eine rasche und zuverlässige Korrektur von auftretenden Winkel-Fehleinstellun-gen des Rumpfes ermöglicht. Die erfindungsgemässe Lösung dieser Aufgabe kennzeichnet sich durch die Merkmale des Patentanspruches 1.

Die Erfindung wird im folgenden unter Bezugnahme auf eine in den beigefügten Zeichnungen dargestellt bevorzugte Ausführungsform näher beschrieben. Es zeigen:

Fig. 1 eine vereinfachte Draufsicht auf einen Hubschrauber, der einen schrägen Heckrotor und einen Stabilisator hat,

Fig. 2 eine vereinfachte Seitenansicht des Hubschraubers von Fig. 1,

Fig. 3 eine vereinfachte Rückansicht des Hubschraubers von Fig. 1,

Fig. 4 ein vereinfachtes Blockschaltbild eines Stabilisatorsteuersystems und eines ausfallsicheren Positioniersystems nach der Erfindung,

Fig. 5 ein vereinfachtes Blockschaltbild einer Fehlerdetektorschaltung für das System von Fig. 4,

Fig. 6 ein vereinfachtes Blockschaltbild eines Positions-sollwertsignalgenerators für das System von Fig. 4 und

Fig. 7 eine vereinfachte Darstellung der minimalen kollektiven Blattverstellung in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit.

Die hier verwendeten Ausdrücke «niedrige Geschwindigkeit» und «niedrige Geschwindigkeiten» bedeuten Geschwindigkeiten, bei welchen eine beträchtliche Vertikalkomponente des auf den Stabilisator einwirkenden Hauptrotorabwindes vorhanden ist, einschliesslich im Schwebeflug. Beispielsweise können hier die Begriffe «hohe Geschwindigkeit» oder «hohe Geschwindigkeiten» Geschwindigkeiten bedeuten, bei welchen die dynamischen Drücke im freien Strom beträchtlich sind, was der aerodynamischen Stabilisierungswirkung des Stabilisator äquivalent ist. In dem hier angegebenen Beispiel sind solche Geschwindigkeiten grösser als etwa 80 knot (148 km/h). Die hier verwendeten Ausdrücke «Übergangsgeschwindigkeit» oder «Übergangsgeschwindigkeiten» bedeuten Geschwindigkeiten zwischen den oben definierten niedrigen Geschwindigkeiten und hohen Geschwindigkeiten. Es ist klar, dass sich diese Geschwindigkeiten in Abhängigkeit von den von einem Hubschrauber geforderten Leistungen bei Gebrauch von Merkmalen der Erfindung ändern können und nicht in bezug auf irgendeinen besonderen Hubschrauber festgelegt sind.

Gemäss den Fig. 1-3 hat ein Hubschrauber 10 einen Rumpf 12 und einen Hauptrotor 14, der sich um eine Rotornabe 16 dreht (in der in Fig. 1 gezeigten Ausführungsform im Gegenuhrzeigersinn). Der Hubschrauber 10 hat einen Heckpylon 18, an dessen oberem Ende ein Heckrotor 20 angebracht ist, der einen Drehschub liefert, welcher auf das Heck des Rumpfes 12 einen Gegendrehschub ausübt, so dass der Rumpf nicht dazu neigt, sich während des Fluges im Uhrzeigersinn gegen die Kräfte des sich im Gegenuhrzeigersinn drehenden Rotors 14 zu drehen. In der dargestellten Ausführungsform ist der Heckrotor 20 gemäss Fig. 3 unter einem Winkel von 20° gegen die Vertikale geneigt, so dass er einen Hubschub auf das Heck ausübt. An der Basis des Py-lons 18 befindet sich ein Stabilisator 22, der an der Stelle 24 an dem Rumpf 12 angelenkt ist, so dass er durch eine Stell3

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antriebsanordnung 25 zwischen einer Stellung mit einem Anstellwinkel von +40° (Heck oben), wobei die äusserste hintere Kante des Stabilisators 22 maximal abwärts gerichtet ist, und einer Stellung mit einem Anstellwinkel von —10° (Heck unten), wobei die äusserste hintere Kante des Stabilisators etwas aufwärts gerichtet ist, wie in Fig. 2 gezeigt, verschwenkt werden kann.

Lässt man für den Augenblick die Auswirkungen des schrägen Heckrotors ausser Betracht, wenn der Hubschrauber im Schwebeflug ist, so ist eine beträchtliche Abwärtskomponente des Abwindes von dem Hauptrotor 14 vorhanden. Es ist bekannt, dass, um den Stabilisator für den Abwind unempfindlich zu machen, so dass vermieden wird, dass der Abwind das Heck des Hubschraubers während des Schwebefluges niederdrückt, ein Stabilisator, der unten an dem Heck angebracht ist, während des Schwebefluges auf einen hohen positiven Anstellwinkel (von beispielsweise +40°, wie in Fig. 2 gezeigt) gedreht werden muss. Eine ähnliche Überlegung gilt entsprechend bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten. Anderseits, wenn das Flugzeug mit hohen Reisegeschwindigkeiten vorwärtsfliegt, ist es erwünscht, dass der Stabilisator im wesentlichen horizontal ist, damit eine maximale aerodynamische Flugstabilität sowie ein gewisser Grad an Auftrieb an dem Heck des Flugzeuges erzielt werden.

Wenn der Schwerpunkt 26 des Hubschraubers sich hinterhalb der Nabe 16 befindet, bewirkt jede Vergrösserung der kollektiven Blattverstellung, dass sich die Nase des Flugzeuges um seine Nickachse (die im wesentlichen durch den Schwerpunkt 26 geht, wie in Fig. 2 gezeigt) aufwärtsdreht, so dass im Vorwärtsflug eine entsprechende Vergrösserung des Anstellwinkels des Stabilisators erwünscht ist, um das Heck entsprechend anzuheben. Daher wird die kollektive Blattverstellung mit den Steuereinrichtungen für den Anstellwinkel des Stabilisators 22 gekoppelt, so dass eine Zunahme oder Abnahme der kollektiven Blattverstellung eine Zunahme bzw. Abnahme des Anstellwinkels verursacht, mit Ausnahme bei niedrigen Geschwindigkeiten, bei welchen der Ein-fluss der kollektiven Blattverstellung unterdrückt wird und der Stabilisator durch andere Einwirkungen auf den maximalen Anstellwinkel eingestellt wird.

Ebenso ist es, wie in diesem Fall eines Starrflügelflugzeuges, wenn eine äussere Einwirkung, wie beispielsweise eine Windböe, bewirkt, dass das Flugzeug sich um seine Nickachse dreht, erwünscht, dass der Stabilisator entsprechend reagiert, um einen Horizontalflug aufrechtzuerhalten. Gemäss Fig. 3 liefert der schräge Heckrotor 20 ein gewisses Mass an vertikalem Auftrieb an dem Heck. Wenn das der Fall ist, kann der Schwerpunkt 26 (Fig. 2) von dem an der Nabe 16 erzeugten Hauptauftrieb weiter weg nach hinten liegen. In einem solchen Fall sind die Auswirkungen der kollektiven Blattverstellung bezüglich des Aufwärtsdrehens der Nase des Flugzeuges um dessen Nickachse, wie oben beschrieben, grösser. Deshalb können die Auswirkungen der Position der kollektiven Blattverstellung und der Längsneigung aufgrund irgendwelcher Ursachen bei einem Hubschrauber mit einem schrägen Heckrotor grösser sein. Eine bessere Kontrolle des Stabilisators wird durch die Einwirkung eines Nickwendekreisels auf den Stabilisatoranstellwinkel erzielt, die in Verbindung mit der Einwirkung auf die kollektive Blattverstellung zum Stabilisieren des Horizontalfluges infolge einer Einwirkung entweder auf die kollektive oder auf die longitudinale zyklische Blattverstellung oder infolge von äusseren Einwirkungen arbeitet.

Die Verwendung eines schrägen Heckrotors (Fig. 3) verursacht ausserdem Kippmomente infolge von Gier-, Seiten-und Slipbewegungen. Wenn beispielsweise das Flugzeug in einen Linksseitenrutsch (Linksslip) geht, so dass das Heck nach Steuerbord schwenkt (in Fig. 3 nach rechts), so ergibt das eine zunehmende Schubwirkung auf den Rotor (da der Rotor sich durch die Luft, gegen die er drückt, in einer zu dem Druck entgegengesetzten Richtung bewegt). Die zunehmende Schubwirkung verursacht einen Zustand, in welchem sich das Heck oben befindet, der durch den Stabilisator mit Hilfe einer negativen Winkelverstellung desselben, durch die das Heck wieder abwärts gedrückt wird, ausgeglichen werden sollte. Gemäss der Erfindung sorgt ein Querbeschleunigungsmesser für eine Querkopplung mit dem Stabilisator, um diese Wirkung zu erzielen. Bekanntlich muss die Tendenz des Heckrotors, das ganze Flugzeug zur Seite zu drük-ken (bei Betrachtung der Ausführungsform in Fig. 3 nach rechts), während des Schwebefluges durch zyklische Blattverstellung auf der Backbordseite kompensiert werden, was wiederum automatisch zur Folge hat, dass sich der Hubschrauber auf der linken Seite etwas nach unten neigt, wodurch eine scheinbare Steuerbordseitenbeschleunigung erzeugt wird. Das wiederum führt dazu, dass an dem Stabilisator ein negativer Anstellwinkel erzeugt wird, d.h., dass dessen Hinterkante angehoben wird, was wiederum zur Folge hat, dass der Stabilisator für die Vertikalkomponente des Rotorabwindes während des Schwebefluges empfindlicher wird und dadurch das Heck nach unten drückt. Aus diesem Grund wird die Kopplung zwischen dem Seiten- oder Querbeschleunigungsmesser und dem Stabilisator bei niedrigen Geschwindigkeiten einschliesslich des Schwebefluges unterdrückt.

Gemäss Fig. 4 enthält die Stellantriebsanordnung 25 zwei Stellantriebe 30, 31, bei welchen es sich um bekannte Schraubspindeldrehstellantriebe mit reversierbaren Gleichstrommotoren handeln kann, die eine Relativdrehung zwischen einer Verstellschraubspindel und einem Mitnehmer hervorrufen, so dass sich die Enden der Verstellschraubspindel in Abhängigkeit von der Drehrichtung der Motoren nach innen oder nach aussen bewegen. Da die Steuereinrichtungen 32 für den Stellantrieb 30 den gleichen Aufbau wie die Steuereinrichtungen 33 für den Stellantrieb 31 haben, werden hier nur die Steuereinrichtungen für den Stellantrieb 30 beschrieben.

Der Stellantrieb 30 kann mit Strom versorgt werden, so dass er sich in einer Richtung bewegt, in welcher sich positive oder stattdessen negative Anstellwinkel des Stabilisators 22 ergeben, und zwar in Abhängigkeit von der Richtung des Stromflusses durch die beiden elektrischen Anschlussleitungen 34, 35. Wenn beispielsweise eine positive Gleichspannung an die Leitung 34 angelegt und die Leitung 35 an Masse gelegt wird, wird durch die Bewegung des Stabilisators der Anstellwinkel positiv vergrössert. Ebenso, wenn eine positive Gleichspannung an die Leitung 35 angelegt und die Leitung 34 an Masse gelegt wird, bewegt sich der Stellantrieb 30 so, dass der Anstellwinkel des Stabilisators verkleinert wird, was an sich bekannt ist.

Die Leitung 34 ist normalerweise mit einer Leitung 36 über einen Grenzschalter 37 verbunden, wenn jedoch der Stabilisator das gewünschte Ausmass seiner Bewegung erreicht, wird der Kontakt 37 umgelegt, so dass die Leitung 34 über eine Leitung 138 mit Masse verbunden wird, wodurch jede weitere Stromversorgung des Stellantriebs 30 in der positiven Richtung verhindert wird. Die Leitung 36 ist normalerweise über einen Kontakt 39 eines Fehlerrelais 40 geführt, das im normalen Betrieb mit Strom versorgt ist, mit Ausnahme im Anschluss an die Feststellung eines Fehlers, was weiter unten ausführlicher in bezug auf Fig. 5 beschrieben ist. Der Kontakt 39 ist über eine Leitung 41 mit zwei elektronischen Schaltern 42,43 verbunden, bei welchen es sich in an sich bekannter Weise um geeignete Leistungstransistoren od.dgl. handeln kann. Ebenso ist die Leitung 35 über einen Stabilisatorpositionsgrenzschalter 44, eine Lei-

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tung 45, einen Kontakt 46 des Fehlerrelais 40 und eine Leitung 47 mit zwei elektronischen Schaltern 48,49 verbunden. Die elektronischen Schalter 42,48 sind mit einer Seite einer Spannungsquelle 50 über eine Leitung 51 verbunden und die Schalter 43 und 49 sind auf einer Seite über eine Leitung 52 mit Masse verbunden. Die Schalter 42,49 werden zusammen durch ein Signal auf einer Leitung 53 aus einem Verstärker 54 erregt, welches anzeigt, dass ein positives Schwenken des Stellantriebs 30 erwünscht ist. Die Schalter 43 und 48 werden durch ein Signal auf einer Leitung 55 aus dem Verstärker 54 aktiviert, das anzeigt, dass ein negatives Schwenken des Stellantriebs 30 erwünscht ist. Der Verstärker 54 ist ein Summierverstärker, der Ausgangssignale liefert, welche die Differenz zwischen einem Positionssollwertsignal auf einer Leitung 57 und einem Istpositionssignal auf einer Leitung 58, die von einem Positionsfühler 59 kommt, darstellen.

Es sei angenommen, dass in einem bestimmten Zeitpunkt das Signal auf der Leitung 57 anzeigt, dass es erforderlich ist, den Anstellwinkel des Stabilisators 22 zu vergrössern. Das verursacht einen positiven Fehler, so dass der Verstärker 54 ein Signal auf der Leitung 53 erzeugt, das die Schalter 42 und 49 betätigt. Dann wird die Spannungsquelle 50 über die Leitung 51, den Schalter 42, die Leitung 41, den Fehlerrelaiskontakt 49 und den Grenzschalter 37 mit der Leitung 34 des Stellantriebs 30 verbunden. Die Leitung 35 wird über den Grenzschalter 44, den Kontakt 46, die Leitung 47 und den Schalter 49 mit Masse verbunden. Der Stellantrieb bewegt sich deshalb in einer Richtung, in welcher der Anstellwinkel des Stabilisators 22 vergrössert wird, solange, bis der Positionsfühler 59 ein Signal auf der Leitung 58 erzeugt, das gleich dem Signal auf der Leitung 57 ist, woraufhin das Schwenken des Stellantriebs aufhört. Wenn anderseits das Signal auf der Leitung 57 anzeigt, dass eine Verringerung des Anstellwinkels des Stabilisators 22 erforderlich ist, verbindet der Schalter 48 die Quelle 50 mit der Leitung 35 und der Schalter 43 verbindet die Leitung 34 mit Masse, so dass der Stellantrieb in einer Richtung schwenkt, in welcher der Stabilisator auf einen kleineren Anstellwinkel eingestellt wird, bis der Positionsfühler 59 ein Signal auf der Leitung 58 liefert, das gleich dem Signal auf der Leitung 57 ist. Der Verstärker 54, die Schalter 41,42,48 und 49, die Quelle 50 und Masse bilden daher die wesentlichen Teile einer Antriebseinrichtung, die den Stellantrieb 30 in bezug auf die Differenz der Signale auf den Leitungen 57 und 58 verstellt. Bei Bedarf könnte stattdessen ein Proportionalfolgesteuerungssystem benutzt werden.

Bei Bedarf können die Stellantriebe 30 und 31 so ausgelegt werden, dass sie in Stellungen ausgefahren werden können, jenseits welchen die Stabilisatorpositionsgrenzschalter 37,44 sie inaktivieren. In einem solchen Fall sorgt, wenn einer der beiden Stellantriebe 30,31 unwirksam wird, der andere Stellantrieb 31 bzw. 30 für einen Teil oder für die gesamte (abhängig davon, wie weit er ausgefahren werden kann) gewünschte Stabilisatorbewegung, wobei er manuell gesteuert wird, wie im folgenden näher beschrieben. Ausserdem können die Stellantriebe 30, 31 zur Sicherheit ihre eigenen Grenzschalter haben. Diese würden ausserhalb des Bereiches tätig werden, der durch die Stabilisatorpositions-grenzschalter 37,44 usw. festgelegt wird.

Das Signal auf der Leitung 57 wird den Steuereinrichtungen 32 durch einen Positionssollwertsignalgenerator 60 geliefert, der mit Bezug auf Fig. 6 im folgenden beschrieben ist, und ein gleichartiges Signal wird den Steuereinrichtungen 33 durch einen Positionssollwertsignalgenerator 60a geliefert (der den gleichen Aufbau wie der Generator 60 hat).

Somit wird die Istposition des Stabilisators 22 durch die beiden in Reihe arbeitenden Stellantriebe 30, 31 gesteuert. Keiner dieser Stellantriebe liefert das gewünschte Ergebnis auf automatische Positionssollwerte hin ohne eine gleiche Reaktion in dem anderen Stellantrieb. Die Ausgangssignale des Positionsfühlers 59 auf der Leitung 58 und eines gleichartigen Fühlers 59a auf einer Leitung 64, die die Positionen der Stellantriebe 30, 31 darstellen, zeigen daher an, ob die beiden vollkommen getrennten Systeme korrekt arbeiten, da die Wahrscheinlichkeit, dass beide in derselben Weise gleichzeitig unkorrekt arbeiten, äusserst gering ist. Aus diesem Grund wird die Istposition 01 des Stellantriebs auf der Leitung 58 mit der Istposition 02 des Stellantriebs 31 auf der Leitung 64 in einer Fehlerschaltung 66 verglichen, um festzustellen, ob mehr als eine Schwellenwertgrösse an Abweichung von einer Kenngrösse derselben (hier die Position oder die zeitlichen Positionsänderung) vorliegt.

Gemäss Fig. 5 werden die Positionssignale auf den Leitungen 58 und 64 in vorgespannten Vergleichern 70, 72 verglichen, um festzustellen, ob die Positionen selbst innerhalb einer gewissen Anzahl von Abweichungsgraden voneinander sind (beispielsweise 10°, obgleich dieser Wert in Abhängigkeit von den besonderen Konstruktionsdetails verändert werden kann). Wenn der Stellantrieb 30 in einer höheren Position als der Stellantrieb 31 um mehr als 10° ist, liefert daher der Vergleicher 70 ein Signal auf einer Leitung 74. Wenn der Stellantrieb 31 in einer Position ist, die um 10° positiver ist als die des Stellantriebs 30, liefert der Vergleicher 72 ein Signal auf einer Leitung 76. Eine ODER-Schaltung 78 spricht auf jedes dieser Signale an. Die kombinierte Funktion der Vergleicher 70,72 könnte durch einen einzigen bekannten Fenstervergleicher erfüllt werden. Die Positionssignale auf den Leitungen 58,64 werden ausserdem durch Differenzierschaltungen 80, 82 differenziert, so dass die zeitliche Änderung der Position auf zwei entsprechenden Leitungen 84, 86 angezeigt wird. Diese sind in entgegengesetzter Weise an zwei vorgespannte Vergleicher 88,90 angeschlossen, so dass Signale an die ODER-Schaltung 78 auf einer von zwei Leitungen 92,94 abgegeben werden, wenn die zeitliche Änderung der Position zwischen den beiden Stellantrieben sich um mehr als eine bestimmte zeitliche Änderung unterscheidet (die beispielsweise in der Grössenordnung von 6°/s liegen kann, aber in Anpassung an die einzelnen Konstruktionsparameter verändert werden kann). Die ODER-Schaltung 78 gibt daher ein Signal an eine Leitung 96 ab, wenn eine zu grosse Abweichung in der Position oder in der zeitlichen Änderung der Position der beiden Stellantriebe 30, 31 vorliegt. Dieses Signal betätigt eine ODER-Schaltung 98, die eine bistabile Schaltung 100 rücksetzt, welche eine Relaisspule 102 des Fehlerrelais 40 mit Strom versorgt, das die Positionen der Kontakte 39,46 (Fig. 4, und ähnliche Kontakte für den Stellantrieb 31) umschaltet, wie oben beschrieben. Die bistabile Schaltung 100 kann durch ein Signal aus einem monostabilen Multivibrator 103 durch vorübergehendes Drücken eines Rücksetzschalters 104, der ihn mit einer Spannungsquelle 106 verbindet, gesetzt werden. Der monostabile Multivibrator 103 liefert einen Impuls von etwa einer Sekunde oder so, um den Setzzustand hervorzurufen, damit die Steuereinrichtungen einen stabilen Gleichlauf erreichen, bevor einer Alarmschaltung gestattet wird, das Fehlerrelais auszulösen.

Gemäss Fig. 5 kann wieder eine vollkommene Redundanz erreicht werden, indem eine Schaltung 108 benutzt wird, welche den gleichen Aufbau wie die oben beschriebene Schaltungsanordnung 70-96 hat. Diese Schaltungsanordnung hat eine ODER-Schaltung ähnlich der ODER-Schaltung 78, die ein Signal an eine Leitung 109 immer dann abgibt, wenn entweder die Position oder die zeitliche Änderung der Position der Stellantriebe ausserhalb der Grenzen liegen. Das Signal auf der Leitung 109 betätigt die ODER-Schaltung 98, um die bistabile Schaltung 100 rückzusetzen, wo5

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durch die Relaisspule 102 entregt wird. Anderseits, wenn keine Redundanz erwünscht ist, kann die vorstehend beschriebene Schaltungsanordnung 70-104 in einer nichtredundanten Weise benutzt werden.

Gemäss Fig. 4 wird, wenn ein Fehler in der Fehlerschaltung 66 abgefühlt wird, das Fehlerrelais 40 entregt und seine Kontakte 39,45 usw. werden in die untere Position umgeschaltet. Die Grenzschalter sind dann mit einem Schalter 110 für manuelles Schwenken über zugeordnete Leitungen 41a, 48a verbunden. In der dargestellten Position verbindet der Schalter 110 für manuelles Schwenken die Leitung 41a mit einer Spannungsquelle über eine Leitung 111, und die Leitung 48a über eine Leitung 112 mit Masse, um ein Schwenken der Stellantriebe 30, 31 im Sinne einer Vergrösserung des Stabilisatoranstellwinkels hervorzurufen, wie oben beschrieben. Ebenso bewirkt in der entgegengesetzten Stellung der Schalter 110 für manuelles Schwenken ein negatives Schwenken. Das erlaubt dem Piloten, die Stellantriebe entweder in der Plus- oder in der Minusrichtung zu schwenken, je nachdem, wie es ihm erforderlich erscheint, wann immer ein Fehler durch eine geeignete Alarmschaltung 114 angezeigt wird, bei welcher es sich um irgendeine Kombination einer bekannten Hör- und Sichtalarmeinrichtung handeln kann. Wenn ein Fehler abgefühlt wird, werden die verschiedenen anderen Steuerflächen des Hubschraubers normalerweise so positioniert worden sein, dass die Lage- und/ oder Flugkenndaten des Hubschraubers, die aus einer Fehlpositionierung des Stabilisators 22 resultierten, kompensiert sind. Es ist deshalb nicht wahrscheinlich, dass es sich um einen katastrophalen Zustand handelt, wenn dieser schnell genug abgefühlt wird, weil die Schaltungsanordnung von Fig. 5 Grenzen hat, die eng genug sind. Normalerweise wird der Pilot bei Alarm die Position des Stabilisators trimmen, indem er die Positionsanzeiger betrachtet (die mit den Positionsfühlern 59, 59a verbunden, aber hier nicht gezeigt sind) und den Schalter 110 betätigen, so dass der Stabilisator 22 während des Vorwärtsfluges bei hohen und Übergangsgeschwindigkeiten (von beispielsweise mehr als 60 knot oder etwa 111 km/h) in eine horizontale Position (0°) oder bei niedrigen Geschwindigkeiten einschliesslich des Schwebefluges in seine maximal positive Position (+40°) gebracht wird.

Die Einzelheiten der automatischen Steuereinrichtungen selbst sind in Fig. 6 in bezug auf den Positionssollwertsignal-generator 60 angegeben, der den Stellantrieb 30 steuert. Das Ausgangssignal des Positionssollwertsignalgenerators 60 wird auf der Leitung 57 als Summe von verschiedenen Signalen abgegeben, von denen einige oben mit Bezug auf Fig. 1-3 beschrieben worden sind. Die Summierung dieser Signale erfolgt gemäss Fig. 6 in einer einzigen Summierschaltung 115, es können aber mehrere Summierungen in bekannter Weise miteinander verknüpft werden. Der Einfachheit halber werden die Einzelheiten einer solchen üblichen Schaltungsanordnung und der ihr zugeordneten Verstärker nicht angegeben.

Ein Signal, das die Fluggeschwindigkeit angibt, wird auf einer Leitung 116 durch einen Fluggeschwindigkeitsfühler 117 geliefert, bei welchem es sich beispielsweise um einen geeigneten Wandler handeln kann, der mit dem üblichen Fluggeschwindigkeitsstaurohrsystem gekoppelt ist, das benutzt wird, um einem Fluggeschwindigkeitsanzeiger für den Piloten Fluggeschwindigkeitssignale zu liefern. Ein Signal auf einer Leitung 118, das den Prozentsatz der kollektiven Blattverstellung angibt, wird durch einen Fühler 119 für die Position der kollektiven Blattverstellung geliefert, bei welchem es sich um einen normalen Positionsfühler handeln kann, der mit dem System für die kollektive Blattverstellung verbunden ist und benutzt wird, um andere Stabilisierungs- und

Steuerfunktionen in dem Hubschrauber zu erfüllen. Ein Signal auf einer Leitung 120, das die Seiten- oder Querbeschleunigung angibt (d.h. eine Tranlationsbewegungzur Backbord- oder Steuerbordseite), wird von einem Querbeschleunigungsmesser 122 geliefert. Ein Signal auf einer Leitung 124, die die Drehgeschwindigkeit um die Nickachse des Hubschraubers angibt, wird von einem Nickewendekreisel 126 geliefert.

Es müssen einige Überlegungen über die Art des Ausfalls angestellt werden, dessen Auftreten am wahrscheinlichsten ist. Es sollte beachtet werden, dass bei einem Flug mit hoher Geschwindigkeit, wenn das Heck schnell nach oben getrieben werden sollte, weil der Stabilisator infolge eines Ausfalls in seine maximale positive Position getrieben wurde, der Hubschrauber die Nase nach unten bewegt, was vermutlich zu einem unstabilen Manöver führt, das nicht beseitigt werden kann. Anderseits, wenn während des Schwebefluges der Stabilisator unbeabsichtigt aus seiner maximalen positiven Position (mit seinem Heckrand unten) in eine horizontale Position ginge, würde das Heck aufgrund des Hauptrotorabwindes einfach fallen, was kein katastrophales Manöver wäre. Aus diesem Grund wird eine Vorspannung, die + 42° äquivalent ist (und ausreicht, um den Stellantrieb während des Schwebefluges an seine + 40°-Positionsgrenze zu treiben) durch eine Vorspannungsschaltung 128 erzeugt.

Bei einem Flug mit hoher Geschwindigkeit wird das Vorspannungseingangssignal durch einen Funktionsgenerator 130 (oben in Fig. 6) weitgehend ausgeglichen, der bei hohen Geschwindigkeiten ein Signal erzeugt, das den Stabilisator auf —35° einstellt. Gemäss Fig. 6 liefert der Funktionsgenerator 130 kein Ausgangssignal auf das Fluggeschwin-digkeitssignal auf der Leitung 116 hin, das zwischen 0 und 40 knot (0 bis 74 km/h) anzeigt, und er liefert ein Ausgangssignal, das von 40 bis 80 knot (74 bis 148 km/h) linear ansteigt, und erhält ein Ausgangssignal für jede Geschwindigkeit über 80 knot (148 km/h) aufrecht, was dem Verstellen des Stellantriebs auf —35° äquivalent ist. Der Funktionsgenerator 130 (und andere in Fig. 6 insgesamt dargestellte Funktionsgeneratoren) können in bekannter Weise als Knickpunkt-Diode/Widerstand-Netzwerke oder als geeignet angeordnete Operationsverstärker ausgebildet sein. Beispielsweise kann die in dem Funktionsgenerator 130 gezeigte Funktion durch einen Operationsverstärker geliefert werden, der einen Vorspannungseingang hat, welcher ihn gesperrt hält, bis ein Fluggeschwindigkeitssignal, das 40 knot (74 km/h) angibt, empfangen wird, mit einem Rückkopplungswiderstand, der in bezug auf den Fluggeschwindigkeitseingangswiderstand so gewählt ist, dass die gewünschte Verstärkung bei 80 knot (148 km/h) erzielt wird, und mit einer Rückkopplungs-Z-Diode, die so gewählt ist, dass sich ein ebenes Ausgangssignal für alle Eingangssignale oberhalb von 80 knot (148 km/h) ergibt. Der Funktionsgenerator 130 und der Vorspannungsgenerator 128 arbeiten daher in Verbindung miteinander so, dass der Stabilisator bei niedrigen Geschwindigkeiten nahe seinem maximalen positiven Anstellwinkel (+40°) ist und dass er bei hohen Geschwindigkeiten nahezu horizontal ist, wobei bei dem hier beschriebenen Ausführungsbeispiel ein Übergang zwischen 40 und 80 knot (74 und 148 km/h) erfolgt.

Ein weiteres oben beschriebenes Eingangssignal, das die Auf- oder Abwärtsbewegung der Nase bei mehr oder weniger Hauptrotorauftrieb kompensiert, ist das Eingangssignal der kollektiven Blattverstellung auf der Leitung 118. Dieses Signal wird über eine geeignete Verstärkungs- und Begrenzungsschaltung 132 geleitet, um die effektive kollektive Blattverstellung, die überhaupt ein Ansprechen in der automatischen Steuerung des Stabilisators verursacht, auf 70% der vollen kollektiven Blattverstellung zu begrenzen. Die

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Verstärkung der Schaltung 132 liefert ungefähr —8° Stabilisatoranstellwinkel bei 0% kollektiver Blattverstellung und geht weiter über etwa 0° für 50% bis etwa +4° für 70% oder darüber. Durch dieses Vorspannen der Kopplung der kollektiven Blattverstellung gestattet sie Änderungen in der kollektiven Blattverstellung, sowohl negative als auch positive Anstellwinkeländerungen zu erzeugen. Die kollektive Blattverstellung ist während des Schwebefluges erforderlich und tatsächlich, wie in Fig. 7 dargestellt, tritt die minimale kollektive Blattverstellung bei einer Übergangsgeschwindigkeit auf, die in dem hier beschriebenen Ausführungsbeispiel 60 knot beträgt. Ausserdem kann sich die kollektive Blattverstellung bei grösseren Gesamtfluggewichten, wie in Fig. 7 durch die gestrichelte Linie 134 dargestellt, gegenüber der kollektiven Blattverstellung ändern, die für geringere Gesamtfluggewichte erforderlich ist, wie durch die gestrichelte Linie 136 dargestellt. Deshalb wird der Einfluss der kollektiven Blattverstellung bei niedrigen Geschwindigkeiten durch eine Multiplizierschaltung 140 (Fig. 6) unterdrückt, wie durch die punktierten Linie 141 (Fig. 7) dargestellt. Die Multiplizierschaltung 140 ist mit dem Ausgang eines Funktionsgenerators 142 verbunden, der dem Fluggeschwindigkeitssignal auf der Leitung 116 eine Verstärkung zwischen 0 (unterhalb 40 knot) und 1 (oberhalb 60 knot) gibt. Das Ausgangssignal der Multiplizierschaltung auf der Leitung 144 wird bei Fluggeschwindigkeiten unterhalb von 40 knot für jedes Eingangssignal der kollektiven Blattverstellung auf der Leitung 116 unempfindlich sein, zwischen 40 und 60 knot zunehmend empfindlich sein und bei Fluggeschwindigkeiten oberhalb von 60 knot eine Angabe des Ausgangssignals des Funktionsgenerators 132 sein. Das verhindert, dass Einwirkungen der kollektiven Blattverstellung irgendeine Auswirkung während des Schwebefluges und bei niedrigen Geschwindigkeiten haben, wenn der maximale Anstellwinkel des Stabilisators erwünscht ist. Ausserdem sorgt es für einen glatten Übergang auf die Einwirkungen der kollektiven Blattverstellung bei Übergangsgeschwindigkeiten, wenn der Stabilisator im Mittel irgendwo zwischen dem maximalen Anstellwinkel und dem Anstellwinkel Null positioniert ist.

Gemäss Fig. 7 nimmt die kollektive Blattverstellung auch mit hoher Geschwindigkeit zu, und zwar hauptsächlich weil die kollektive Blattverstellung bei einem Hubschrauber benutzt wird, um Schub zu dem Hauptrotor zu addieren, der erforderlich ist, um höhere Geschwindigkeiten zu gewährleisten. Um eine kollektive Blattverstellung zu kompensieren, die für eine erhöhte Geschwindigkeit erforderlich ist, und dabei einen Stabilisator horizontal zu halten, wird das Fluggeschwindigkeitssignal auf der Leitung 113 durch einen weiteren Funktionsgenerator 150 geleitet, der ein Ausgangssignal Null für Geschwindigkeiten zwischen 0 und 40 knot und ein linear ansteigendes Ausgangssignal zwischen 40 und 150 knot hat, mit einem maximalen Ausgangssignal, das einen Anstellwinkel des Stabilisators von —12° verlangt. Das wirkt nicht der gesamten kollektiven Blattverstellung entgegen, sondern nur einem Teil der mittleren kollektiven Blattverstellung, die benutzt wird, um Vorwärtsfluggeschwindigkeit zu gewinnen.

Wie oben in bezug auf Fig. 1-3 beschrieben, verursacht ein schräger Heckrotor Änderungen des Heckauftriebs, weil das Heck quer nach rechts oder nach links beschleunigt. Aus diesem Grund wird das Querbeschleunigungssignal auf der Leitung 120 über einen Verstärker 152 geleitet, um eine geeignete Verstärkung zu erhalten, beispielsweise plus oder minus 5° des Stabilisatoranstellwinkels für die nominellen maximalen Querbeschleunigungen, die zu erwarten sind. Wie oben mit Bezug auf Fig. 1-3 beschrieben, sollte jedoch die normale Querbewegung, die durch den Heckrotor während des Schwebefluges hervorgerufen wird und durch zykli-

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sehe Blattverstellung auf der Backbordseite kompensiert wird, wodurch ein geringfügiges Abwärtsneigen des Hubschraubers auf der Backbordseite hervorgerufen wird, nicht zu einem Versuch führen, den Stabilisator aufgrund des Hauptrotorabwindes nach oben zu verstellen. Deshalb wird das Ausgangssignal des Verstärkers 152 durch eine Multiplizierschaltung 154 geleitet, die ausserdem auf das Ausgangssignal des Fluggeschwindigkeitsfunktionsgenerators 142 anspricht. Das hat zur Folge, dass die Einwirkungen des Querbeschleunigungsmessers bei Geschwindigkeiten unterhalb von 40 knot unterdrückt werden, und zwar in derselben Weise, wie es oben mit Bezug auf die kollektive Blattverstellung beschrieben worden ist. Bei Geschwindigkeiten oberhalb von 40 knot wird jedoch jegliches Slippen des Hecks nach rechts oder nach links, ob während geflogener Kurven oder infolge von Windböeeinwirkungen od.dgl., das eine entsprechende Aufwärts- oder Abwärtsbewegung des Hecks verursacht, durch die Einwirkung des Querbeschleunigungsmessers, die über die Multiplizierschaltung 154 und eine Leitung 156 erfolgt, automatisch kompensiert.

Das Nickwendesignal auf der Leitung 124 wird an einen Verstärker angelegt, der eine geeignete Verstärkung hat, so dass sich ein Stabilisatoranstellwinkel in der Grössenord-nung von plus oder minus 10° infolge von Nickgeschwindigkeiten ergibt, die während des normalen Fluges erwartungs-gemäss zu kompensieren sind. Es gibt keine Geschwindigkeitsbegrenzungen für die Nickgeschwindigkeit, da der Stabilisator eine sehr geringe Auswirkung bei niedrigen Geschwindigkeiten und keine Auswirkung im Schwebeflug hat (ausser dann, wenn er mit dem Hauptrotorabwind gekoppelt wird). Die Polarität ist so, dass eine kopflastige Nickgeschwindigkeit (die zu einem oben befindlichen Heck führt) einen Sollwert für einen negativen Anstellwinkel aus dem Verstärker 160 ergibt, was wiederum dazu führt, dass der Stabilisator auf den Hauptrotorabwind anspricht und daher das Heck wieder abwärts zurückbringt. Anderseits führt ein schwanzlastiger Zustand dazu, dass der Stabilisatoranstellwinkel vergrössert wird, da er sich aber bei seinem +40°-Positionsgrenzschalter befindet, wird er keine Auswirkung während des Schwebefluges haben. Die Einwirkung der Längsneigung während des Schwebefluges hilft daher in einer Richtung und stört nicht in der anderen Richtung. Anderseits wirkt sich die Längsneigung während des Vorwärtsfluges in derselben Weise wie bei einem Starrflügelflugzeug aus, d.h., wenn die Nase bestrebt ist, nach oben zu gehen, vergrössert der Stabilisator seinen Anstellwinkel, um das Heck mit sich nach oben zu nehmen, und umgekehrt, wodurch ein stabiler horizontaler Flug aufrechterhalten wird.

Im Schwebeflug und bei allen niedrigen Geschwindigkeiten (z.B. unterhalb von 40 knot) liefert der Vorspannungsgenerator 128 das einzige Beharrungszustandsein-gangssignal für die Summierschaltung 115. Er treibt den Stabilisator an seine maximale Anstellwinkelgrenze von + 40°. Die Vorspannung kann feinverstellt werden (um beispielsweise +2° um die 4- 43° herum), um einen Anstellwinkel von Null bei maximaler Fluggeschwindigkeit, maximaler kollektiver Blattverstellung und ohne von dem Nickwendekreisel oder von dem Querbeschleunigungsmesser gelieferte Eingangssignale. Diese Verstellung kann erfolgen, während der Hubschrauber auf einem Testgestell festgemacht ist, indem Druckluft in den Fluggeschwindigkeitsfühler 117 geleitet wird und bei maximaler kollektiver Blattverstellung. In dem hier beschriebenen Beispiel liefert der Fluggeschwindigkeits-funktionsgenerator 130 mit hoher Verstärkung —35°, der Fluggeschwindigkeitsfunktionsgenerator 150 mit niedriger Verstärkung —12° (insgesamt —47°) und der Funktionsgenerator der kollektiven Blattverstellung 132 liefert +4°, während die Vorspannung +43° (insgesamt +47°) liefert.

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Der Stabilisator wird so auf 0° sein. Änderungen in den Generatoren können ausgeglichen werden, indem die Vorspannung verstellt wird. Die Vorspannung braucht nur auf wenigstens +40° zu sein, um im Schwebeflug den Stabilisator auf sein Maximum einzustellen. Bei 80 knot im tatsächlichen Flug und bei 50% kollektiver Blattverstellung (0°) liefern die Fluggeschwindigkeitsfunktionsgeneratoren 130, 150 —35° und etwa — 5°, so dass der Vorspannungsgenerator 128 insgesamt + 3° hervorrufen wird, was beinahe horizontal ist. Oberhalb von 80 knot wird der Stabilisator zunehmend horizontal sein aufgrund der oben beschriebenen Verstellung.

Bei Bedarf kann der Fluggeschwindigkeitsfunktionsge-nerator 130 hoher Verstärkung verändert werden, um Ausgangssignale von + 35° bei niedrigen Geschwindigkeiten und von 0° bei hohen Geschwindigkeiten in Verbindung mit einer Vorspannung von + 8° aus dem Vorspannungsgenerator 128 zu liefern. Der Fluggeschwindigkeitsfunktionsgenerator 130 hoher Verstärkung und die einstellbare Vorspannung mit ausreichend positivem Winkelsteuersollwert für vollen Anstellwinkel im Schwebezustand können in anderen Kombinationen vorgesehen werden. Die Verstärkungen (z.B. Anstellwinkelgrade), die in bezug auf Fig. 6 beschrieben worden sind, sind Gesamtverstärkungen für zwei Stellantriebe 30, 31. In Wirklichkeit, wenn beide Stellantriebein Reihe benutzt werden, sollten die Verstärkungen für jeden Positions-sollwertsignalgenerator 60,60a halb so gross sein. Selbstverständlich können die besonderen Verstärkungen und Rnick-punktspannungen nach Bedarf verändert werden.

Im oberen Teil von Fig. 6 ist ein Testschalter 164 dargestellt, der über einen Druckschalter 166 aus einer Spannungsquelle 168 geeigneter Grösse versorgt wird, so dass er ein Eingangssignal an die Summierschaltung 115 abgibt, das etwa —12° Anstellwinkel des Stabilisators äquivalent ist. Der Druckschalter 166 stellt sicher, dass der Test erst ausgeführt werden kann, wenn das Fluggeschwindigkeitssignal auf der Leitung 116 eine Fluggeschwindigkeit von weniger als 60 knot anzeigt. Das Signal, das durch den Testschalter geliefert wird, ruft einen negativen Winkel hervor, so dass der Stabilisator in Richtung der Horizontalposition bewegt wird, da eine Zunahme des Stabilisatoranstellwinkels unerwünschte Manöver mit Abwärtsbewegung der Nase hervorrufen könnte, wohingegen ein abnehmender Anstellwinkel wahrscheinlich keine katastrophale Bewegung des Hubschraubers hervorrufen würde. Der Testschalter 164 testet durch Eingeben eines Fehlers die Fehlerschaltungsanordnung, die in den Fig. 4 und 5 dargestellt ist. 5 Das beschriebene System liefert die beiden Hauptstabilisatorsteuerfunktionen. Erstens schafft es eine höhenruderartige Stabilität für einen Hubschrauber im Vorwärtsflug bei hohen Geschwindigkeiten. Diese Wirkung rührt hauptsächlich von dem Nickwendekreisel her und gleicht der Wirkung 10 eines horizontalen Stabilisators oder Höhenruders bei einem Starrflügelflugzeug. Sie schafft jedoch eine zusätzliche Hubschrauberstabilität durch Kopplung mit der vorgespannten kollektiven Blattverstellung. Die zweite Hauptfunktion des Systems besteht darin, einen schrägen Heckrotor in Verbin-15 dung mit einer horizontalen Stabilisatorfläche an dem Heck des Hubschraubers zu berücksichtigen. Das erfolgt, indem eine andere Betriebsart bei niedrigen Geschwindigkeiten als bei hohen Geschwindigkeiten angewandt wird, so dass die Vertikalkomponenten des Hauptrotorabwindes im Schwebe-20 flug oder bei niedrigen Geschwindigkeiten vermieden werden. Durch Koppeln des Stabilisatoranstellwinkels mit Querbeschleunigungen und mit der Nickgeschwindigkeit gewährleistet die Erfindung einen stabilen Flug eines Hubschraubers, der zusätzlichen Heckauftrieb mit Hilfe eines 25 schrägen Heckrotors erhält, da diese Kopplung die Nickeffekte der Heckquerbewegung des schrägen Heckrotors reduziert.

Das beschriebene System gewährleistet eine ausfallsichere Positionierung einer kritischen Steuerfläche mit Hilfe 30 der in Reihe arbeitenden Stellantriebe, die unabhängig gesteuert werden, mit einem Vergleich der Position und der zeitlichen Positionsänderung, um festzustellen, wann eine oder beide Stellantrieb/Steuerung-Schleifen falsch arbeitet. Diese ausfallsichere Stellantriebssysteme wird nicht nur ab-35 geschaltet, wenn es falsch arbeitet, sondern auch derart, dass katastrophale Hubschraubermanöver vermieden werden. Die exemplarischen Parameter (wie sie für die Funktionsgeneratoren in Fig. 6 dargestellt sind) sind selbstverständlich veränderbar, um sie jeder besonderen Hubschrauberkon-40 struktion anzupassen. Ausserdem können mehr als zwei Stellantriebe (mit entsprechenden Schaltungen) in einigen Ausführungsformen benutzt werden.

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4 Blatt Zeichnungen

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PATENTANSPRÜCHE

1. Hubschrauber mit einem Rumpf, einem Hauptrotor, der in bezug auf den Rumpf in einer ersten Ebene drehbar so angeordnet ist, dass er einen vertikalen Auftrieb für den Rumpf erzeugt, einem Stabilisator, der an dem Heck des Rumpfes um eine zu der ersten Ebene im wesentlichen parallele Querachse schwenkbar angeordnet ist; und einem Heckrotor, der in einer zweiten Ebene drehbar ist, die im wesentlichen parallel zu der Längsachse des Rumpfes ist und unter einem kleinen Winkel zu der vertikalen Achse des Rumpfes angeordnet und so ausgerichtet ist, dass eine Schubkomponente parallel zu der ersten Ebene auf das Heck des Rumpfes derart gerichtet ausgeübt wird, dass der Rumpf gegen die Gegendrehkräfte, die aus der Drehung des Hauptrotors resultieren, stabilisiert wird und dass eine vertikale Hubschubkomponente auf das Heck des Rumpfes ausgeübt wird, gekennzeichnet durch eine ein die Fluggeschwindigkeit des Rumpfes darstellendes Signal erzeugende Fluggeschwin-digkeitsabfühleinrichtung (117), durch einen ein die Querbeschleunigungen des Rumpfes darstellendes Signal erzeugenden Querbeschleunigungsmesser (122); durch zwischen dem Stabilisator (22) und dem Rumpf (12) angeordnete Positioniereinrichtungen (25), mittels welchen der Stabilisator (22) um seine Achse (24) in verschiedene Anstellwinkel in bezug auf den Rumpf drehbar einzustellen ist, wobei die Positioniereinrichtungen (25) einen elektromechanischen Stellantrieb (30, 31) und eine elektrische Regelschleife (32, 33) enthalten, mittels welchen der Stabilisator (22) auf ein Positionssollwertsignal hin in eine Sollposition bewegbar ist; und durch einen Positionssollwertsignalgenerator (60,60a), der auf die Fluggeschwindigkeitsabfühleinrichtung (117) und auf den Querbeschleunigungsmesser (122) anspricht und ein kombiniertes Sollwertsignal erzeugt, welches Signalkomponenten enthält, um die Positioniereinrichtungen (25) zu veranlassen, den Stabilisator (22) bei hohen Geschwindigkeiten auf einen mittleren Anstellwinkel zu positionieren, der im wesentlichen Null ist, den Stabilisator (22) bei niedrigen Geschwindigkeiten auf einen maximalen Anstellwinkel zu positionieren und den Stabilisator auf zunehmende oder abnehmende Anstellwinkel zu positionieren, wenn Querbeschleunigungen des Rumpfes in einer Richtung auftreten, die gleich bzw. entgegengesetzt zu der Richtung der Schubkomponente parallel zu der ersten Ebene ist, die auf das Heck des Rumpfes durch den Heckrotor (20) ausgeübt wird.
2. Hubschrauber nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass ein Nickwendekreisel (126) vorgesehen ist, der ein Signal liefert, welches Drehgeschwindigkeiten des Rumpfes um seine Nickachse angibt, und dass der Positionssoll-wertsignalgenerator (60,60a) ausserdem auf den Nickwendekreisel (126) anspricht, um in dem kombinierten Sollwertsignal eine Signalkomponente zu liefern, die die Positioniereinrichtungen (25) veranlasst, den Stabilisator (22) auf höhere oder niedrigere Anstellwinkel zu positionieren, wenn der Rumpf schwanzlastige bzw. kopflastige Drehungen um seine Nickachse ausführt.
3. Hubschrauber nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Positionssollwertsignalgenerator (60, 60a) auf die Fluggeschwindigkeitsabfühleinrichtung (117) anspricht und die Signalkomponente auf Querbeschleunigungen hin nur bei Geschwindigkeiten liefert, die oberhalb von niedrigen Geschwindigkeiten liegen.
4. Hubschrauber nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch Abfühleinrichtungen (119) für die Position der kollektiven Blattverstellung, die ein Signal liefern, welches den gegenwärtigen Grad an kollektiver Blattverstellung des Hauptrotors angibt; und dadurch, dass der Positionssollwertsignal-generator (60, 60a) auch auf die Abfühleinrichtungen (119) für die Position der kollektiven Blattverstellung anspricht und das kombinierte Sollwertsignal Signalkomponenten enthält, die die Positioniereinrichtungen (25) veranlassen, den Stabilisator bei Geschwindigkeiten oberhalb von niedrigen Geschwindigkeiten auf grössere oder kleinere Anstellwinkel positioniert, wenn die kollektive Blattverstellung grösser bzw. kleiner wird.
5. Hubschrauber nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass der Positionssollwertsignalgenerator (60, 60a) ausserdem bei hohen Geschwindigkeiten in dem kombinierten Sollwertsignal eine auf die Fluggeschwindigkeit bezogene Signalkomponente liefert, die im wesentlichen gleich und entgegengesetzt zu demjenigen Teil des kombinierten Sollwertsignals ist, welcher sich auf die Position der kollektiven Blattverstellung bezieht, die über den vertikalen Auftrieb hinaus für den Vorwärtsflug mit hoher Geschwindigkeit erforderlich ist.
6. Hubschrauber nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass der Positionssollwertsignalgenerator (60, 60a) eine einstellbare Vorspannungsquelle (128) enthält, die eine Signalkomponente liefert, welche einen mittleren Anstellwinkel von im wesentlichen Null bei hohen Geschwindigkeiten veranlasst.
7. Hubschrauber nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Positioniereinrichtungen (25) zwei gleichartige Stellantriebe (30,31) in Reihe enthalten und dass der Positionssollwertsignalgenerator (60,60a) Einrichtungen enthält, die zwei im wesentlichen gleiche kombinierte Sollwertsignale liefern, von denen jedes einem zugeordneten Stellantrieb entspricht und eine Hälfte der Positionsverstellung veranlasst, die durch die Positioniereinrichtungen auf den Positionssollwertsignalgenerator hin vorzunehmen ist.
8. Hubschrauber nach Anspruch 7, gekennzeichnet durch Positionsabfühleinrichtungen (59, 59a), von denen jede einem der Stellantriebe (30, 31) entspricht und ein Positionssignal liefert, das die Position des zugeordneten Stellantriebes angibt, und Einrichtungen (66,114), die auf die Positionsabfühleinrichtungen (59, 59a) ansprechen und Alarm geben, wenn die Abweichung zwischen den Positionssignalen grösser als ein bestimmter Wert ist.
9. Hubschrauber nach Anspruch 8, gekennzeichnet durch Schalteinrichtungen (102), die auf die Fehlerangabe ansprechen und verhindern, dass die Positioniereinrichtungen (25) auf das Ausgangssignal des Positionssollwertsignal-generators (60,60a) ansprechen.
10. Hubschrauber nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass eine manuelle Stellantriebssteuereinrichtung (110) zum manuellen Steuern der Stellantriebe vorgesehen ist und dass die Schalteinrichtungen (102) auf die Fehlerangabe ansprechen und bewirken, dass die Positioniereinrichtimgen (25) auf die manuelle Stellantriebssteuereinrichtung (110) ansprechen.
11. Hubschrauber nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Stellantriebe (30, 31) jeweils auf die manuelle Stellantriebssteuereinrichtung (110) ansprechen und im wesentlichen mehr als die Hälfte der Positionseinstellung verursachen, die durch die Positioniereinrichtungen (25) auf den Positionssollwertsignalgenerator hin vorgenommen werden kann.
12. Hubschrauber nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass der Positionssollwertsignalgenerator (60, 60a) wahlweise betätigbare Einrichtungen (164) enthält, die eine feste Signalkomponente in einem der beiden kombinierten Sollwertsignale liefern, um dadurch eine Abweichung in den Stellantriebspositionen hervorzurufen.
13. Hubschrauber nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, dass die feste Signalkomponente eine Verringerung des Stabilisatoranstellwinkels verursacht.

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